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UNIVERSIDAD POLITÉCNICA DE MADRID

ESCUELA UNIVERSITARIA DE INGENIERÍA TÉCNICA AERONÁUTICA

PROYECTO FIN DE CARRERA

DISEÑO DEL SISTEMA DE POTENCIA PARA UN SATÉLITE DE ÓRBITA BAJA (LEO)

ADRIÁN GARCÍA-HIDALGO BAEZA

INGENIERÍA TÉCNICA AERONÁUTICA, ESPECIALIDAD EN AERONAVES

JUNIO 2013

Proyecto Fin de Carrera: Diseño del sistema de potencia para un satelite de orbita baja (LEO)

Indice

1. Introducción.....................................................................................................................

2. Objetivo y descripción de la misión................................................................................ 4

3. Dimensionado preliminar................................................................................................ 6

4. Órbita............................................................................................................................... 8

5. Selección del lanzador..................................................................................................... 13

6. Carga de pago.................................................................................................................. 17

7. Sistema de control de actitud........................................................................................... 23

8. Sistema de control térmico.............................................................................................. 27

9. Sistema de comunicaciones y telemando........................................................................ 32

10. Diseño de la estructura..................................................................................................... 37

11. Diseño del sistema de potencia........................................................................................ 42

12. Simulación del sistema de potencia del satelite UPMSat-2 mediante Simulink.............. 53

13. Simulación del sistema de potencia del sátelite propuesto.............................................. 72

14. Diseño final del sistema de potencia................................................................................ 83

15. Conclusiones................................................................................................................... 101

i. Anexos............................................................................................................................ 102

Adrián García-Hidalgo Baeza EUITA 1


1. Introducción

Este documento contiene el proceso de prediseño y cálculo de un satélite de

observación terrestre mediante imágenes fotográficas. El principal objetivo del proyecto es el

diseño detallado del subsistema de potencia del satélite y la validación de un modelo de

funcionamiento del sistema de potencia de las placas solares que alimentan al mismo y mediante la

herramienta Simulink.

La primera parte consiste en un diseño breve de los subsistemas y parámetros más

importantes del satélite tales como el Sistema de Control de Actitud, Sistema de Control Térmico y

Sistema de Comunicaciones, además de la estructura del satélite, la órbita en la que se encontrará, el

lanzador que se usará para situarlo en órbita y la cámara que llevara a bordo para la captación de

imágenes.

La segunda parte trata del diseño del subsistema de potencia de una manera más detallada y

de su simulación mediante una herramienta diseñada en el programa MATLAB con la herramienta

Simulink. Se pretende usar la herramienta para simular el comportamiento del subsistema de

potencia de un satélite conocido que será el UPMSat-2.


3


2. Objetivo y descripción de la misión

El objetivo del satélite propuesto será la observación de los polos, y concretamente la toma

de imágenes de la superficie de los mismos para la medición del deshielo. Estas imágenes serán

recogidas y enviadas a tierra de manera que sea posible la elaboración de mapas de estado de los

casquetes en los polos.

El motivo de la selección de esta misión es la creciente importancia que ha adquirido la

problemática medioambiental a lo largo de los últimos tiempos, y especialmente el cambio

climático Una de las consecuencias más directas del mismo es el deshielo de los polos y el efecto

que esto tendría en los océanos ya sea por la subida de nivel de los mismos, por el posible efecto en

las corrientes oceánicas, o por la disminución de la salinidad de las aguas.

El objetivo primordial del satélite es la toma de imágenes para la elaboración de mapas

como el de la figura 1, tanto del polo norte como del polo sur.

A partir de los mapas y fotos anterior se podría realizar también el cálculo del volumen o la

masa de hielo en ambos polos y la evaluación a lo largo del tiempo de la misma tal y como se puede


Figura 1: Mapa del deshielo del polo


observar en la figura 2.

Finalmente una vez recabados todos lo datos se podría pasar a su estudio en profundidad

para estimar el impacto ambiental del deshielo.

El proyecto esta dirigido a organismos internacionales de control del clima como por

ejemplo el IPCC (Grupo Intergubernamental de Expertos sobre el Cambio Climático o

Intergobernamental Panel on Climate Change), la OMM (Organización Meteorológica Mundial) o

PNUMA (Programa de Naciones Unidas para el Medio Ambiente) con el fin de ayudar en la

realización de los informes de evaluación que llevan a cabo estas organizaciones.


Figura 2: Masa de hielo en Groenlandia


3. Dimensionado Preliminar

Como referencia para el diseño preliminar se ha empleado el satélite UPMSat-1 ya que

ambos satélites tienen características muy similares. En base a esto se expondrán la masa, las

dimensiones y la forma prevista de manera preliminar para el satélite. La masa que se estima para el

satélite es de 25,50 kilogramos aproximadamente y su forma es la de un cubo de 400 milímetros de

arista. La altura a la que orbitará el satélite sera de 650 kilómetros de altitud que se corresponde con

una órbita de baja altura o LEO (Low Earth Orbit).

Dadas estas características también se pueden realizar estimaciones de cara a la carga de

pago o a limites estructurales. Para satélites similares se conoce que la masa disponible para carga

de pago es de aproximadamente 10 kilogramos [1].

Requisitos Funcionales

• La actitud del satélite permitirá la adecuada captación de la imágenes ya que esta es la

misión principal del satélite.

• Solo existirá en tierra una estación para la captación de datos.



Referencias

1. Ravanbakhsh A., Franchini S. 2010. Preliminary Structural Sizing of a Modular

Microsatellite Based on System Engineering Considerations. Third International Conference

on Multidisciplinary Design Optimization and Applications. 8 pp.



4. Descripción de la órbita

4.1 Introducción

En este capítulo se describe y elegir el tipo de órbita que llevará el satélite a lo largo de su

vida útil. Primero se detallan los tipos de órbitas (de acuerdo con la información obtenida en [2] y

[3]), y después se seleccionará la más adecuada para la misión, a continuación de lo cual se

procederá al cálculo de los parámetros de la órbita.

4.2 Tipos de órbitas

• LEO (Low Earth Orbit): también llamada órbita baja terrestre, es el tipo de órbita de altura

más baja, entre 200 y 2000 kilómetros de altura. En esta órbita es donde se encuentran la

mayoría de los satélites, siendo la excepción los satélites de comunicaciones que requieren

órbitas geoestacionarias. Un ejemplo de satélite que usa este tipo de órbita es el ENVISAT.

• MEO (Medium Earth Orbit): son todas aquellas órbitas que se encuentran entre los 2000

kilómetros y los 35726 kilómetros (entre las órbitas LEO y Geoestacionaria

respectivamente). Los satélites en esta franja se usan comúnmente como satélites de

navegación y comunicaciones, o como satélites de experimentación Como ejemplos de

satélites que se encuentran en órbitas MEO están el sistema de satélites GPS (Global

Positioning System), Glonass (Sistema de navegación por satélite diseñado por Rusia) o

Galileo (Sistema de navegación por satélite diseñado por UE).

• GEO (Geoestacionary Orbit): la órbita geoestacionaria es una órbita cuya característica

principal es que tiene el mismo periodo orbital que la Tierra, ademas tiene una altura de

35726 kilómetros sobre el ecuador. Es la órbita en la que se encuentran la mayoría de los

satélites de comunicaciones, debido a que no requieren que la estaciones tracen su posición,

que siempre sera la misma con respecto a un observador en tierra. Un ejemplo de satélite

que se encuentra en esta órbita es el satélite europeo Meteosat.



• Molniya: Es un tipo de órbita especial caracterizada por ser muy elíptica, con un perigeo de

1000 kilómetros y apogeo de 39400 kilómetros, tiene una inclinación de 63,4º y su periodo

orbital es de aproximadamente 12 horas. La principal característica es que el satélite en esta

órbita pasa gran cantidad de tiempo en el apogeo (fenómeno llamado “pozo de apogeo”),

debido a esto es interesante su uso en los polos ya que permite una gran cobertura de los

mismos e incluso una cobertura completa con 3 satélites. Los principales inconvenientes son

que la distancia satélite-tierra cambia continuamente y que se necesitan dos estaciones de

radio en tierra.

La órbita elegida para el proyecto será LEO y además será sincrónica con el Sol, de esta

manera las imágenes tomadas en cada punto se harán con la misma iluminación y por lo tanto sera

más fiable la comprobación a lo largo del tiempo de las imágenes tomadas por el satélite.

Finalmente, queda elegir la clase de órbita entre órbita de mediodía y de atardecer. La órbita

de mediodía, que es aquella en la que la radiación solar se encuentra en el plano de la órbita y por lo

lo tanto al paso por el ecuador sera mediodía o medianoche, proporciona la mejor calidad en las

imágenes tomadas ya que estas se tomaran en puntos donde sea mediodía o medianoche solares. Sin

embargo es la órbita que proporciona las peores condiciones energéticas al satélite ya que es la

órbita con mayor tiempo de sombra. En contraste, la órbita de atardecer, en la que el plano de la

órbita es perpendicular a la radiación y el paso por el ecuador se produce aproximadamente en el

amanecer o el atardecer, ofrece las mejores condiciones energéticas ya que el satélite no tiene

tiempo de sombra, pero en cambio las zonas en las que se toman imágenes tienen peor luz debido a

que son zonas en las que amanece o anochece.

Para este proyecto se ha elegido una órbita de mediodía. Dado que el objetivo del satélite es

la toma de fotografiás hay que asegurarse de que estas sean de la mayor calidad posible y esto se

consigue con un órbita de mediodía.



4.3 Parámetros

En este apartado se procederá a definir los parámetros de la órbita LEO elegida para el

satélite. Los parámetros se han elegido y calculado según [4]

• Semieje mayor (a): está definido como la semisuma del radio del afelio y del perihelio, para

el caso de este proyecto al ser la órbita una circunferencia ambos radios son iguales. Por lo

tanto y teniendo en cuenta el valor del radio de la Tierra RT = 6378 km y h la altura respecto

a la superficie terrestre ya definida anteriormente como 650 kilómetros.

a=0,5(r a+r p)=RT+h

El resultado es 7028 kilómetros.

• Excentricidad (e): se define la excentricidad de la órbita como la diferencia entre la

circunferencia y la cónica de la órbita. Al ser la órbita circular el valor de la excentricidad

seria e = 0. Cabe destacar el resto de valores de la excentricidad, si 0 < e < 1 entonces la

órbita descrita seria una elipse, si e = 1 entonces la órbita seria parabólica.

• Ascensión recta del nodo ascendente (Ω): es un ángulo usado para definir las órbitas

(reflejado en la figura 3). Viene definido en un plano de referencia y respecto a una

dirección de referencia. Comúnmente se usa, para órbitas geocéntricas, como plano de


Figura 3: Parámetros Orbitales. i: inclinación. w: argumento del perigeo. Ω: ascensión recta del nodo ascendente. N1: nodo

ascendente. N2: nodo descendente.

(1)


referencia el plano ecuatorial de la tierra y como dirección se usa la correspondiente al

Primer Punto de Aries (que es la del equinocio).

• Argumento del perigeo (ω): es otro de los ángulos usados para la definición de las órbitas

(reflejado en la figura 3). Viene definido en el plano de la órbita y es el ángulo entre el nodo

ascendente y la periapsis. Para órbitas circulares, como la de este proyecto este parámetro no

tiene ningún interés su estudio.

• Inclinación (i): es el ángulo de referencia de la órbita respecto a la elíptica. Viene definido

por la siguiente fórmula.

cos i(1−e2

)2∗(

Rta

)(

72)

=−0,0989

Y por lo tanto dados la excentricidad, el radio de la Tierra y el semieje mayor el resultado

resulta ser 97,98437º o 97º 59' 3'' que indica una órbita muy cercana a la polar.

• Velocidad de Satelización (vc): es la velocidad requerida por el satélite para mantenerse en la

órbita circular descrita.

vc=√ μa

Siendo μ el parámetro de gravitación cuyo valor para la Tierra es de 3,986 · 1014 m3/s2

(obtenido de [1]).

El resultado es 7,531 m/s que será la velocidad a la que deberá orbitar el satélite.

• Periodo (T): el periodo orbital es el tiempo que tarda el satélite en realizar una vuelta

completa alrededor de la órbita. Su cálculo se obtiene a partir de la velocidad lineal.

T=2⋅π⋅a

vc

El resultado es de 5863,52 segundos o 1,628 horas.


(2)

(3)

(4)


Referencias

1. Fortescue P. Stark J. P. W. Swinerd G. 2004. Celestial Mechanics. En: Spacecraft Systems

Engineering, 3rd Ed. (Fortescue P. Stark J. P. W. Swinerd G., eds.). John Wiley & Sons. pp.

49-79.

2. Patel M. R. 2005. Part A: Power Systems Fundamentals. En: Spacecraft Power Systems,

CRC Press. Pp 6-13

3. Wertz J. R. 1990. Summary of Orbit Properties and Terminology. En: Spacecraft Attitude

and Determination Control. Kluwer Academic Publishers. pp 36-82

4. Garcia Leis D., 2012. Diseño del sistema de potencia en tierra de paneles solares para un

satélite de órbita baja. Proyecto de fin de carrera (Inédito). EUITA. UPM. 220 pp.



5. Selección del Lanzador

5.1 Introducción

Este capitulo esta dedicado a la selección del lanzador espacial más adecuado para el satélite

del proyecto, además también se deberá elegir el punto de lanzamiento más óptimo para la misión.

En el capítulo se analizará el lanzador Ariane 5 y su base de lanzamiento.

Para este proyecto se ha eligido como lanzador el Ariane 5 representado en la figura 4. Las

razones que llevan a elegir este lanzador son: que pertenece a la ESA (Agencia Espacial Europea)

con lo cual los trámites son más baratos y sencillos que en el caso de elegir un lanzador

perteneciente a una agencia espacial extranjera. Además, el lanzador es capaz de portar el satélite de

manera cómoda como carga de pago.


Figura 4: Lanzador Ariane 5


5.2 Condiciones ambientales

En este apartado se expondrán las condiciones del ambiente en el que estará el satélite en el

centro espacial y el lanzador. Las más importantes de estas condiciones son aquellas que afectan a

la estructura durante el transporte y el lanzamiento debido a aque las condiciones de temperatura o

radiación no son tan extremas comparadas con aquellas presentes en el espacio.

Las aceleraciones máximas a las que se ve sometida la carga de pago serán de 4,55g en la

dirección longitudinal y de 0,25g en la dirección lateral. Además la carga también se ve sometida a

excitaciones de tipo sinusoidal que vienen definidas en la siguiente tabla, las vibraciones aleatorias

que puedan aparecer ya se han tenido en cuenta a la hora de realizar la tabla.

Las ventanas de lanzamiento definidas por centro espacial son de aproximadamente 45

minutos y se repiten cada 10 días y en el caso de que se tenga que posponer se hará para un periodo

de 24 a 48 horas dependiendo del caso.

5.3 Base de Lanzamiento

La base de lanzamiento de la ESA es el Centro Espacial de la Guayana, que se encuentra en

la Guayana Francesa, su localización geográfica es 5º 13' 56'' Norte y 52º 46' 32'' Oeste mostrado

en la figura 5.

Entre las instalaciones de la base se encuentra un aeropuerto adaptado para el tráfico de

aviones de carga de gran tamaño como Boeing 747, Airbus Beluga, o Antonov An124 y un puerto

adaptado para las operaciones de barcos de gran tamaño.

Una ventaja de este centro de lanzamiento es que debido a su proximidad al ecuador la

órbita de transferencia requerirá de poca inclinación, con su correspondiente ahorro de combustible.


Tabla 1: Tabla de frecuencias y amplitudes.

Direccion Frecuencia (Hz) Amplitud sinusoindal (g)

Longitudinal2 – 50 1

50 – 100 0,8

Lateral2 – 25 0,8

25 – 100 0,6


Adicionalmente, esta proximidad al ecuador provoca un aumento de la velocidad absoluta

del lanzador debido a la rotación de la Tierra. Además, la base se encuentra en una zona deshabitada

y próxima al mar de manera que en caso de accidente durante el lanzamiento el riesgo de afectar a

poblaciones humanas es muy bajo.


Figura 5: Localización del centro de lanzamiento


Referencias

1. Ariane User's Manual Issue 5 Revision 1. Julio 2011



6. Carga de Pago

6.1 Introducción

Este capitulo está dedicado a la elección de una adecuada cámara de captación de imágenes

para llevar a bordo del satélite como carga de pago. A continuación se analizarán los productos que

ofrecen dos empresas para el mercado, estas son: Surrey Satellite Technology Ltd y Satrec

Initiative.

Para este proyecto se ha decidido elegir un modelo de cámara de entre las que hay

disponibles en el mercado, en lugar de diseñar una para el propio proyecto. El motivo de esta

decisión es que el diseño de una cámara especifica conllevaría un sobrecoste excesivo y uno de los

principales requisitos es que el coste del proyecto sea bajo, siguiendo la linea de de diseño de los

microsatélites.

Los principales criterios a la hora de decidir por un modelo u otro serán el peso y el

consumo de potencia que son las limitaciones más grandes que tiene un microsatélite.

6.2 Surrey Satellite Technology Ltd. (SSTL).

Es una empresa británica independiente dentro del conglomerado EADS-Astrium. Durante

25 años se han dedicado a la realización de misiones espaciales de satélites pequeños (menores de

1000 kg). Entre las competencias de la empresa se encuentran el diseño, construcción y lanzamiento

de satélites bajo demanda, además de su motorización a lo largo de su vida en órbita.

Adicionalmente la empresa puede instalar estaciones de tierra y entrenar personal, para que el

seguimiento y mantenimiento del satélite lo pueda realizar el propio cliente.

La principal ventaja que ofrece esta empresa es que se encuentra dentro del conglomerado

EADS. Los productos que ofrece al empresa son: SSTL VHRI 250 y SSTL CHRIS.

6.2.1 SSTL VHRI 250

Esta cámara es un modelo muy compacto y potente, con una resolución muy alta en la



captación de imágenes. Aporta alta resolución en 5 bandas, gracias a sus 5 matrices lineales de

detectores. A continuación se presenta un tabla con las características del modelo, la fuente es el

propio fabricante.

A pesar de sus buenas características de toma de imágenes, como se puede observar en la

tabla contenida en la figura 6, la cámara es muy pesada y consume demasiada potencia para el

satélite propuesto en este proyecto de manera que queda descartado su uso.

6.2.2 SSTL CHRIS

El modelo CHRIS es un sistema altamente versátil, permitiendo la programación de GIS,

ancho de banda y las distintas bandas espectrales mientras está en vuelo.

El modelo utiliza un escáner de barrido para la toma de imágenes. Se barre un linea fina de

terreno de la Tierra, que se filtra a través del espectrómetro y se divide en sus diferentes bandas de

frecuencias, y en el caso de una adecuada programación, permite la identificación de sustancias

extrañas al medio, depósitos minerales y vegetales o para el caso militar objetivos ocultos o

escondidos.


Figura 6: hoja de datos de la cámara SSTL VHRI 250


En la figura 7 se presenta una tabla proporcionada por el fabricante en la que se recogen las

características del modelo.

Como se puede observar en la tabla de la figura 7, los requerimientos de potencia y el peso

de la cámara son asequibles para el proyecto.

6.3 Satrec Initiative (SI).

Es una empresa surcoreana fundada en 1999 por los ingenieros que desarrollaron el primer

satélite surcoreano, además de otros microsatélites durante su periodo universitario. Satrec Initiative

ha aportado soluciones de observación de la Tierra a más de 20 clientes en Europa, Asia y Oriente

Medio.

Los modelos que dispone la empresa son: EOS-A, EOS-C, EOS-D y EOS-H. De ellos el

único modelo que podría ser adecuado para el proyecto sera el EOS-A pues el resto no cumplen

requisitos de potencia o masa para poder ser llevado como carga de pago.


Figura 7: hoja de datos de la cámara SSTL CHRIS


6.3.1 EOS-A

Es una cámara adecuada para satélites de 100 kilogramos ya usada en dos modelos de

microsatélites (X-SAT de Singapur y el RASAT Turco). La cámara tiene dos configuraciones de

base. La primera permite una resolución de 10 m en bandas multiespectrales con 50 km de ancho

del barrido. La segunda permite 7,5 m de resolución en bandas pancromáticas y 15 m en bandas

multiespectrales (RGB) con un ancho del escaneo de 30 km.

Las características del modelo vienen expresadas en la tabla 2.

Este modelo también es valido para el satélite ya que cumple con los requisitos de peso y de

potencia.


Figura 8: Cámara EOS-A

Tabla 2: hoja de datos de la cámara EOS-A

Parámetros Configuración 1 Configuración 2

Peso < 12 kg < 6.5 kg

Bandas espectrales 3 MS (RG, NIR) PAN + 3 MS (PAN + RG, NIR)

Resolución MS: 10m (a 685 km) PAN: 7.5 m (a 700 km)Ancho del barrido > 50 km (a 685 km) > 30 km (a 700 km)

Dimensiones físicas

Consumo de Potencia < 30 W < 25 W

Óptica: 200 x 200 x 550 mm Electrónica: 320 x 210 x 150 mm

Óptica: 170 x 170 x 420 mmElectrónica: 200 x 265 x 85 mm


6.4 Elección del modelo

Después de analizar todos los modelos, la elección recae sobre el modelo SSTL CHRIS

debido a su bajo peso y a sus bajos requerimientos de potencia. Es el más adecuado para el satélite

propuesto para este proyecto, ya que además posee adecuadas características de toma de imágenes.



Referencias

1. Surrey Satellite Technology SSTL CHRIS Datasheet

2. Surrey Satellite Technology SSTL VHRI 250 Datasheet

3. Satrec Initiative EOS-A Datasheet

4. Pila Vigalondo A., 2012. Diseño del sistema de potencia en tierra de paneles solares para un






7. Sistema de Control de Actitud

7.1 Introducción

Este capitulo esta dedicado al estudio del sistema ACDS o Attitude and Determination

Control System (en inglés) o Control de Actitud del Satélite.

El ACDS es el encargado de mantener la orientación y el control del satélite. El sistema se

compone de dos partes. La primera es la parte encargada de la obtención de los datos de control y

actitud por medio de la instrumentación (giróscopos y acelerómetros) y los datos previos. La

segunda parte es la encargada de estabilizar la actitud y reorientar el satélite en caso de desvío,

mediante el uso de los actuadores.

Este sistema es fundamental para el satélite, ya que permite su reposicionamiento; respecto a

las referencias, permitiendo una adecuada orientación de las células solares, que necesitan estar

perpendiculares a los rayos solares, o la orientación adecuada de la antena de transmisión con

respecto a la estación de tierra. Pero, sobre todo debe hacer que el sensor óptico o cámara este

orientado adecuadamente a la Tierra en todo momento para poder tomar las mejores imágenes

posibles.

7.2 Sensores

Los sensores son los elementos encargados de la obtención de los datos de la actitud del

vehículo espacial en cuestión. Los distintos tipos de sensores se enumeran a continuación (se

dividen según el fenómeno físico por el cual obtienen los datos).

• Ópticos: se orientan en función de la radiación emitida por un cuerpo celeste.

• Magnéticos: funcionan mediante la medición del campo magnético de un cuerpo. Solo son

útiles cuando este campo magnético tiene cierta importancia.

• Mecánicos: Se encargan de la medición de los datos respecto a un sistema inercial.



7.3 Actuadores

Los actuadores son los elementos encargados de producir la modificaciones necesarias a la

actitud del satélite gracias a los datos obtenidos por los sensores. Todos los actuadores están

basados en producir un momento sobre el satélite que le permita realizar el cambio de actitud

deseado. A continuación se detallan los distintos tipos de actuadores según el método por el cual se

produce el momento encargado del cambio de actitud.

• Propulsores: mediante la expulsión de masa se consigue el momento deseado. Las ventajas

de este tipo de actuador son dos: es insensible a la altura, es decir que su funcionamiento es

independiente de la altura de la órbita; y en segundo lugar, pueden usarse en cualquier eje y

cualquier situación. Las desventajas son: 1, que requiere combustible, con lo que se debe

reservar espacio y masa en el satélite para el mismo; 2, solo opera en On-Off sin estados

intermedios y 3, se produce contaminación de los gases de escape.

• Ruedas o Volantes de Inercia: funcionan mediante el intercambio de momento cinético.

Giran a distintas velocidades y éstas a su vez son variables.

• Giróscopos de control de momento: son volantes de inercia pero que giran a velocidad

constante. El momento se produce por una desalineación angular del giróscopo, que provoca

una reacción por la conservación del momento cinético.

• Magnéticos: producen el par mediante un campo magnético. Las ventajas son que no

requieren de combustible y el momento que producen es variable. Las desventajas son que

este sistema es sensible a la altura y no puede producir momento en la dirección del campo

magnético local.

7.4 Elección del tipo de sistema

Los sistemas de control de actitud se pueden dividir en dos grandes grupos: pasivos y

activos. Los sistemas pasivos son aquellos que no requieren de energía para su funcionamiento y los

activos si la requieren para su funcionamiento.



Para este proyecto se ha elegido un sistema de control de actitud pasivo, ya que el

presupuesto de energía de un sistema activo seria muy grande para un microsatélite y no seria viable

para el proyecto.

Dentro de los sistemas pasivos, el sistema deberá ser capaz de mantener una estabilización

en tres ejes para poder conservar una gran precisión en la toma de imágenes fotográficas y, a la vez,

poder tener una orientación adecuada de los paneles solares respecto a la radiación incidente, para

tener el rendimiento más alto posible en el sistema de potencia.

Referencias



49-79.

2. Wertz J. R. 1990. Summary of Orbit Properties and Terminology. En: Spacecraft Attitude

and Determination Control. Kluwer Academic Publishers. pp 36-82.





5. Albert Miralles J. 2012. Diseño y simulación del sistema de potencia de un satélite de órbita

baja. Proyecto de fin de carrera (Inedito). EUITA. UPM. 112 pp.




Tabla 3: tabla de valores del albedo y la radiación. Extraída de [1]


8. Sistema de Control Térmico

8.1 Introducción

En este capitulo se hará la descripción del sistema de control térmico. Su principal misión es

la de mantener los distintos equipos de a bordo a una temperatura aceptable para su funcionamiento

más óptimo y la de la redistribución del calor generado por el resto de subsistemas. La selección del

subsistema se hará en función de las condiciones del medio espacial.

8.2 El medio espacial

La principal característica del entorno espacial es el vacío. En el vacío el calor solo puede

propagarse por radiación electromagnética, para este caso la radiación que recibirá el satélite

provendrá de tres fuentes: la radiación solar directa, la radiación emitida por la Tierra y el albedo (la

radiación emitida por el Sol y reflejada por la Tierra).

El albedo se define como el porcentaje de radiación que refleja la superficie de un cuerpo

con respecto a la radiación total que incide sobre este. La tabla 3 muestra valores de la radiación

electromagnética proveniente del Sol y los valores correspondientes al albedo en función del tiempo

y de la inclinación de la órbita para el caso “caliente” en el que hay más radiación. Por otro lado, la

radiación planetaria proveniente de la Tierra es de aproximadamente 224 W/m2.

8.3 Subsistema Térmico

La finalidad del subsistema es que durante toda la vida útil del satélite sus componentes se

encuentren a temperatura óptima para su correcto funcionamiento. A continuación se muestra una

tabla en la que aparecen los rangos de temperaturas para la operación de distintos componentes.



8.4 Selección de sistema de control térmico

La selección final del sistema corresponde a un sistema de control térmico pasivo. Siguiendo

los criterios establecidos de peso y requerimientos de potencia, ambos deben de ser lo más bajos

posibles de manera que la solución a adoptar es la de un subsistema pasivo. Los sistemas más

comunes usados actualmente para ello son mantas aislantes térmicas multicapa (denominadas MLI

por sus siglas en inglés de Multi-Layer Insulation). Para el proyecto se usaran mantas MLI que se

situaran en función de la necesidad de protección térmica de cada cara del satélite. En la figura 9 se

puede observar un esquema de un sistema MLI.


Tabla 4: tabla de datos de temperaturas de funcionamiento de los subsistemas.

ComponenteTemperatura Limite ºCMínima Máxima

Baterías Ni Cd 5 20Baterías NiH -10 -20

Sensores -30 50Conjuntos de rotación 1 55Ruedas de reacción 1 45

Hidracina 7 40Electrónica 0 40

Células Solares -60 60Paneles solares -100 100

Estructuras -46 65Antenas -170 90


El sistema MLI está compuesto por múltiples capas de películas de baja emisión y permite

protección contra micrometeoritos, oxígeno atómico, contaminación proveniente de los motores

cohete. La transferencia de calor un sistema MLI tiene tres fuentes: radiación, conducción en el

sólido y conducción gaseosa (solamente en condiciones atmosféricas).

Un buen sistema MLI debe ser capaz de minimizar estos tres efectos, para ello se deben usar

un número adecuado de capas metalizadas reflectantes o reflectores (para reducir el efecto de la

radiación) este efecto decrece de forma exponencial según aumente el número de capas usadas

como se muestra en la figura 10, también se debe reducir al mínimo posible la densidad del material

que se encuentre entre los reflectores. Además se recomienda durante el diseño: evitar el uso

excesivo de mantas para cubrir la forma del objeto a aislar, minimizar la longitud de la costura, que

el material usado en la mantas sea uniforme (no haya distintos materiales en distintas mantas)

especialmente en la mantas internas.


Figura 9: esquema de un sistema de aislamiento térmico de tipo MLI extraido de [1]



Figura 10: relación entre emisividad y número de capas extraído de [1]


Referencias

1. .Gilmore D. G. 2002. Spacecraft Thermal Control Handbook Volume I: Fundamental

Technology 2nd Ed. The Aerospace Press & American Institute of aeronautics and

Astronautics. 787 pp





9. Sistema de comunicaciones y Telemando

9.1 Introducción

Este capitulo está dedicado al desarrollo del sistema de comunicaciones y telemando (SCT o

CD&H Command and Data Handling en inglés). Lo primero es definir los distintos tipos de enlace

de comunicaciones que se pueden llevar a cabo en el satélite. Estos enlaces son del tipo forward

link y el return link.

El forward link es un enlace que se produce desde la estación de tierra al satélite o el enlace

desde el satélite a su objetivo. El principal objetivo de este enlace es la comunicación de ordenes

desde tierra al satélite.

El return link es un enlace de vuelta entre el objetivo del satélite y él mismo y el enlace

desde el satélite a la estación de tierra. Este enlace se usa principalmente para devolver a tierra las

imágenes tomadas con la cámara de a bordo.

9.2 Parámetros de diseño

Estos son los parámetros más importantes a la hora de diseñar el sistema de comunicaciones.

• Órbita: es el parámetro fundamental para este subsistema ya que representa la altura a la que

se encuentra el satélite. Si la órbita es muy baja entonces el satélite no tendrá comunicación

con la estación de tierra durante una fracción del periodo orbital, además la cobertura de las

antenas sera menor por el efecto de la curvatura de la tierra. Como aspecto positivo una

menor altura implica un menor gasto de energía en la comunicación con el satélite.

• Espectro de la señal: es muy importante a la hora del diseño conocer la frecuencia con la que

se establecerá la comunicación con el satélite ya que determinara la potencia necesaria y el

tamaño de la antena.

• Velocidad de transmisión de datos: esta velocidad debe ser lo más alta posible ya que es lo



más positivo.

• Factor de ocupación: es el tiempo necesario para operar el enlace con el satélite.

• Disponibilidad del enlace: es el tiempo que dura el enlace satélite-tierra.

• Tiempo de espera: es el tiempo que se tarda en establecer contacto con el satélite una vez

que este esta a la vista de la estación.

• Amenazas: son todos los factores que puedan afectar a la señal y provocar una interferencia

o una interrupción.

9.3 Estación de seguimiento

En esta parte se seleccionara la estación de seguimiento desde la cual se operara el satélite

propuesto en este proyecto.

En primer lugar se debe elegir si la estación que se usara sera una nueva, diseñada y

construida específicamente para este satélite, o se utilizara una ya existente. El primer caso tiene

como aspecto positivo que tendría dispositivos y material dedicados especificativo para el satélite y

seria lo más optimo desde el punto de vista operativo. El problema de este tipo es que sería una

opción muy cara. En el caso de una estación ya existente, su uso seria mucho más barato pero no

dispone del material más optimo para la operación. A pesar de ello para este proyecto se ha elegido

el segundo caso ya que uno de los parámetros más importantes en el diseño es el precio, si se

pretende que el satélite no sea excesivamente caro.



La estación elegida es la estación de seguimiento de satélites situada en Villafranca del

Castillo o VILSPA.

Esta estación se ha usado en proyectos como el IUE (International Ultraviolet Explorer),

OTS-2 (Orbital Test satellite), GOES-1(Geostationary Operational Environmental Satellite),

MARECS (Maritime Communication Satellite), EXOSAT (European X-Ray Observatory), ISO

(Infrared Space Observatory), XMM (X-ray Multi-Mirror Observatory).

La estación dispone de 8 antenas para la comunicación con el espacio. Sus antenas permiten

la comunicación en un espectro de bandas muy ancho. Las antenas más importantes para la misión

propuesta en este proyecto son las VIL-1, VIL-2 y VIL-4 cuyas imágenes se han obtenido de [1].

• VIL-1 Figura 12: tiene un diámetro de 15 metros y opera a 2025 - 2300 GHz (Banda S). Es

la antena usada durante los lanzamientos y puesta en órbita de los satélites (LEOP o Launch


Figura 11: Estación de Villafranca del Castillo

Figura 12: Antena VIL-1


and Early Orbit Phase).

• VIL-2 Figura 13: tiene características muy similares a la VIL-1, 15 metros de diámetro y

también opera en la banda S. Su participación también se encuentra en la LEOP.

• VIL-4 Figura 14: esta antena tiene 12 metros de diámetro y opera en la banda C (3.7 – 6.4

GHz).





Referencias

1. http://www.telescopios.org/Vilspa.htm




http://www.telescopios.org/Vilspa.htm


10. Diseño de la estructura

10.1 Introducción

El objetivo de este capitulo es el prediseño de la estructura del satélite de tal forma que

cumpla los requisitos necesarios para el lanzador seleccionado. En este caso se debe consultar el

documento ASAP 5 (Ariane 5 Structure for Auxiliary Payload) que es el que establece las

condiciones que debe cumplir la estructura.

La estructura del satélite tiene tres misiones:

• Proporcionar apoyos en lo que se coloquen los demás subsistemas

• Garantizar la resistencia estructural adecuada durante toda la vida útil del satélite sin fallos.

• Mantener la rigidez operativa adecuada para poder mantener la funcionalidad de los

subsistemas situados en el interior del satélite.

El criterio de diseño primordial es el de ahorro de peso, se buscará una estructura que sea lo

más ligera posible dentro de los límites establecidos. La estructura y el material elegidos serán

aquellos que cumplan las condiciones de carga y vibraciones exigidas y tengan el menor peso

posible. El motivo de la elección de este criterio es que un sobrepeso en la estructura implica un

sobrecoste excesivo del proyecto resultando en una disminución de su atractivo para la inversión de

capital en él.

La geometría propuesta para el microsatélite es la de un cubo de 0,4 metros de arista después

de analizar otros microsatélites de propósito similar. El cubo tendrá los paneles solares situados en

cada una de las caras laterales, será hueco y en su interior se encontraran los equipos del satélite.

Siendo la parte inferior la encargada del alojamiento de la cámara fotográfica, adicionalmente ésta

poseerá un orificio para poder poder pasar el foco de la cámara. La parte superior será la que tendrá

los dispositivos de comunicación (antenas).



10.2 Idealización de la Estructura

Como se ha dicho, la estructura sera un cubo de 0,4 metros de arista y un peso de 25,5 kg. A

partir de estos datos iniciales se pueden estimar los pesos concretos de cada uno de los subsistemas.

Como se puede observar en la carga de pago, se cumplen los limites de peso establecidos

por la cámara elegida para el proyecto.

10.3 Selección del material.

El material seleccionado para el proyecto será la aleación de aluminio 7075, después de una

revisión de proyectos similares se ha creído que es lo más conveniente, puesto que es el material

más comúnmente seleccionado por otros proyectos de diseño de microsatélites similares. Este

material es de uso muy común en la industria aeroespacial y por ello se conocen muy bien sus

propiedades y su comportamiento frente a muy diversas situaciones, además es un material de

buenas propiedades de mecanización, lo que implica una sencilla fabricación de la estructura.

Además a la aleación se le aplicará un tratamiento de templado T6 con el fin de mejorar sus

propiedades. El tratamiento T6 consiste en un temple y maduración artificiales. La ventaja que tiene

el aluminio respecto al resto de materiales es que su precio es más bajo que el de aleaciones de

Titanio o de Magnesio pero tiene propiedades mecánicas muy buenas.


Tabla 5: tabla de datos de la masa de cada subsistema

Subsistema Masa (% de la masa del satélite y masa)Sistema de control de Actitud 10% / 2,55kg

CDH 5% / 1,28Sistema de Potencia 23% / 5,87kgTelecomunicaciones 5% / 1,28kg

Control Térmico 2% / 0,51kgCarga de Pago 55% / 14,03kg


A continuación se procede a evaluar los requerimientos del lanzador Ariane. El documento

(Ariane User's Manual Issue 5 Revision 1) señala los requerimientos de frecuencia, tensión y limite

de elasticidad. La frecuencia natural del satélite para los ejes longitudinales debe ser superior a 90

Hz y para los laterales mayor de 45 Hz, según el manual del lanzador Ariane. Los limites de carga

ultima serán de 1,23 y de carga limite de 1. Para satélites similares se han calculado ya valores de

las frecuencias con resultados de aproximadamente 170 Hz en la dirección longitudinal y 90 Hz en

la dirección lateral por lo que se cumplen las condiciones establecidas para el uso del lanzador

Ariane.

10.4 Cálculo de la estructura

El objetivo de este apartado es el dimensionamiento de la estructura a partir de los datos del

material seleccionado y de la primera idealización de la estructura. El dimensionado de la estructura

consistirá en el cálculo del espesor que debe tener la estructura para poder soportar los esfuerzos

dinámicos a los que se verá sometida, ya se conoce del apartado anterior que la estructura es capaz

de soportar estas cargas sin embargo el objetivo es detallar más la estructura.

Se comienza con el cálculo de la frecuencia natural de vibración del satélite. Para ello se

debe idealizar la estructura como una masa de un solo grado de libertad y se calcula la frecuencia

con la expresión siguiente.

Fnat es el valor de la frecuencia natural, k es la rigidez de la estructura y m es la masa de la

estructura. Dado que el satélite solo es simétrico respecto a su eje vertical se debe calcular la


Tabla 6: datos de la aleacion 7075 de aluminio

Magnitud ValorModulo de Elasticidad 71 GpaCoeficiente de Poisson 0,33

Densidad 2810 kg/m3Carga Ultima 530 MpaCarga Limite 440 Mpa

f nat=12π

⋅√ km

=12π

⋅√ A⋅Em⋅L

(5)


frecuencia en la dirección axial y en la lateral. La idealización de la estructura viene representada en

la figura 15.

La idealización en la dirección axial, conociendo el dato de frecuencia (≥ 90 Hz), la masa

(m), la rigidez (E), el área (A = 4(0,5t – t2)) se despeja el valor de t que es el espesor de la

estructura. El objetivo de este operación es adecuar el diseño a las restricciones impuestas

princpalmente por el lanzador elegido para que el satélite pueda soportar el lanzamiento.


Figura 15: idealizacion de la estructura


Referencias




2. Ravanbakhsh A., Franchini S. 2012. Multiobjective optimization applied to structural sizing

of low cost university-class microsatellite projects. Acta astronautica, 79: 212-220.







11. Diseño del sistema de potencia

11.1 Introducción y opciones

Este capitulo estará dedicado al diseño detallado del sistema de potencia del satélite

propuesto en el proyecto. Primeramente se revisarán las opciones que existen para la obtención de

energía en un microsatélite, a continuación se calculará el presupuesto de energía del satélite.

Después se hará un diseño detallado de los paneles y baterías que sean requeridos para el satélite y,

finalmente, se diseñara un regulador para el sistema de potencia.

El subsistema de potencia de un satélite es el encargado de producir y distribuir la energía

dentro del satélite, para que todos los componentes y subsistemas puedan tener un funcionamiento

adecuado. Para poder realizar este diseño es importante conocer los parámetros importantes del

diseño como: la potencia media consumida, la potencia pico y el perfil de la órbita del satélite.

11.2 Presupuesto de energía

El primer paso a la hora de realizar el diseño del sistema de potencia es conocer el

presupuesto de potencia que va a tener el satélite, ademas se deberá calcular lo que consumirán

individualmente los subsistemas. Se tomara como valor de potencia media 40 W. Además se debe

tener en cuenta el enlace con la estación de Tierra, cuyo valor es de 50 W y tiene una duración de 10

minutos.


Figura 16: tabla de datos del consumo de energía de los subsistemas del satélite obtenido de [4]


Una vez estimados estos datos se procederá a un cálculo más detallado de la obtención de

potencia del satélite en una órbita. Para ello se deben conocer los datos de la órbita, entre ellos los

más importantes son los relacionados con el eclipse, por ello se debe conocer el ángulo de entrada

en eclipse, el ángulo de salida de eclipse y la velocidad del satélite en la órbita de manera que se

puedan calcular los tiempos correspondientes al eclipse y al día.

θentrada = 113,9º = 1,98793 rad

θsalida = 246,1º = 4,29526 rad

wórbita = 0,00107800701545233 rad/s

Conociendo esto procedemos a calcular los tiempos de día y de eclipse.

teclipse = θeclipse/worbita = (θsalida – θentrada)/worbita = 2140,54266 s

tdia = θdia/worbita = (2π – θeclipse)/worbita = 3688,15782 s

Ahora se procede al cálculo de las potencias requeridas en eclipse y día. Con esto sabremos

los datos necesarios para prediseñar adecuadamente las células solares y las baterías que llevara el

satélite.

Peclipse = PACDS + PCDH + PTT&C + PTCS = 43,45 W

A continuación para el cálculo durante el día se debe tener en cuenta que se establecerá la

conexión con la estación de tierra, por lo cual durante 10 minutos el consumo del subsistema TT&C

aumentara 50 W mientras dure la transmisión.

Pdia = PACDS + PCDH + PTT&C + PTCS + PCarga de pago = 54,675 W


Tabla 6: tabla de consumo de los subsistemas

SubsistemaPotencia (W)

Continuo Sobre ControlACDS 18,3 -CDH 8,86 -TT&C 15,39 50TCS 25,58 -

Payload 0,79 -

(7)

(8)

(9)

(10)

(11)

(12)

(13)


Como se puede observar de los cálculos se excede la potencia original supuesta para el

satélite de manera que se debe realizar una segunda aproximación de la potencia además la

estimación de la potencia consumida por la carga de pago no es adecuada para este caso, esta vez se

usara como referencia el UPMSat-1 ya que es un satélite de características similares. Se modifican

los valores de continuo mientras que el valor transitorio de potencia requerida para la conexión con

la estación de control se mantiene constante en valor y condiciones temporales.

Con esta segunda aproximación el total de potencia requerido de forma continua es de 20 W,

un valor que ya entra dentro del rango de potencia producida por las placas y, además se corrige la

estimación del consumo de potencia de la carga de pago por el consumo de la cámara ya conocido.

Durante el tiempo de transmisión sobre control y en eclipse se habrá de usar una batería para poder

alcanzar el pico de potencia necesario y recargar la misma cuando no se este usando.

11.3 Paneles Solares

Una vez calculada la potencia requerida por los elementos se pasará a dimensionar los

paneles solares que habrá de llevar el microsatélite a bordo.

Los paneles solares de este microsatélite irán situados en cada una de las caras laterales del

cubo (siendo la cara inferior aquella que lleva la cámara fotográfica), de esta manera se ahorra

espacio y se evita tener que instalar complejos mecanismos para paneles desplegables, que harían el

proyecto inviable económicamente. Cada panel tendrá 0,128 m2 de superficie, esto representa el

80% de la cara del satélite debido a que en un panel solar no toda la superficie del mismo esta

formada por las células fotovoltaicas.

Ahora se realizará una comparación entre los distintos materiales que se usan en la

construcción de paneles solares. Entre las opciones existentes se encuentran el silicio (Si), el


Tabla 7: segunda estimacion del consumo de potencia

SubsistemaPotencia

Continuo Sobre ControlACDS 2 -CDH 4 -TT&C 4 50TCS 1 -

Payload 9 -


arseniuro de galio (GaAs) y las células multiunión. Entre las células simples el rendimiento más alto

lo tiene el arseniuro de galio con un 29%, el silicio tiene un 24%, sin embargo cabe destacar las

células multiunión en desarollo pues estas tienen un rendimiento mucho más alto que las de silicio o

arseniuro de galio pues se espera que puedan alcanzar rendimientos del 35%.

Además se deberá comprobar la degradación de las células a lo largo de la vida útil del

satélite, ya que estas debe ser capaces de cumplir su función al final de la vida del satélite una vez

que hayan sufrido degradación por el efecto de la temperatura y de la radiación recibida.

La degradación por temperatura es un efecto lineal, aproximadamente -0,2% o -0,3% por ºC

en un rango de temperaturas de 20 a 70ºC para las células de silicio, que son las que tienen mejor

rendimiento a altas temperaturas (encontradas en órbitas LEO y GEO).

La degradación por radiación es distinta según el material que usemos en el panel, para el

silicio el valor es de 3,75% y para el arseniuro de galio es de 2,75%, ambos por año. Conociendo

estos datos, los rendimientos al final de la vida útil de las células solares son del 20% para el GaAs

y del 12% para el Si.

11.4 Estimación de la generación de energía por los paneles en una órbita

A continuación se calculará la energía que proporcionan los paneles en una órbita. Para

realizar este cálculo habrá que tener en cuenta los dos movimientos que tiene el satélite, el


Figura 17: Rendimientos para los semiconductores más importantes


movimiento de la órbita y la rotación sobre si mismo de manera que se calcularán cada una de las

caras por separado para luego sumar los totales.

P=I sol⋅Apanel⋅η⋅sin(θ−θ0)⋅(cos (δ−δ 0)+sin (δ−δ 0))

En esta expresión tomaremos Isol = 1360 W/m2 (la radiación que llega del Sol a la Tierra) y

Apanel el área efectiva del panel para este caso que es de 0,128 m2. El ángulo θ representa el giro

alrededor de la Tierra y el ángulo δ representa el giro del satélite respecto a su eje vertical. Los

valores iniciales (aquellos de subíndice cero) corresponden a las condiciones iniciales, en este caso

el satélite se encuentra en el punto más cercano al Sol y con giro nulo.

Además se debe tener en cuenta el eclipse que no aparece numéricamente en la expresión

anterior. De manera que el cálculo con la fórmula anterior no debe realizarse para valores de θ entre

113,9 y 246,1º el valor es nulo en esta zona pues el satélite se encuentra en la sombra del eclipse.

De esta manera el valor importante es el del rendimiento de la célula, que hará que varíen los

valores de potencia de las células.

Para el cálculo de la potencia, que obtendrían los paneles aquí supuestos, se ha usado el

modelo de Simulink, que se describe en el próximo capitulo.

La figura 18 corresponde a células de GaAs con un rendimiento del 20%, la potencia media

que se obtiene tiene un valor de 17,3 W para las condiciones al final de la misión.


Figura 18: gráfica de la obtencion de potencia mediante celulas de GaAs

(14)

0 1000 2000 3000 4000 50000

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

Potencia paneles GaAs

Tiempo (s)

Po

ten

cia

(W

)


La figura 19 corresponde al silicio con un rendimiento del 12%, la potencia media obtenida

vale 10,06 W para las condiciones al final de la misión.

Los resultado obtenidos señalan que tan solo se podría conseguir la obtención adecuada de

potencia con células de GaAs con lo cual este sera el material a usar en la placas solares. Aun asi

habría problemas durante el final de la misión.

11.5 Baterías

En este apartado se tratará el estudio y selección de una batería adecuada para el satélite.

Las baterías son unos elementos capaces de almacenar energía en su interior para poder ser

usada cuando sea necesario. Para el caso de este proyecto hay momentos en los que el satélite no es

capaz de ser alimentado de energía por los paneles solares, o éstos mismos no son capaces de

abastecer toda la energía requerida por él mismo; de manera que se necesita una fuente adicional de

energía que permita alcanzar estos picos de potencia. En este caso es necesaria una batería.


Figura 19: gráfica de la obtencion de potencia mediante celulas de Si

0 1000 2000 3000 4000 50000

5

10

15

20

25

30

Potencia paneles Si

Tiempo (s)

Po

ten

cia

(W

)


La ventaja que tienen las baterías como sistemas de potencia secundarios es que son

recargables, de manera que pueden volver a alcanzar niveles de carga similares a los iniciales si son

cargadas de energía en las fases en las que haya un exceso de potencia.

11.6 Parámetros importantes

En este apartado se describirán los parámetros más importantes de las baterías.

• SOC (State of Charge) o Estado de carga: definido como el cociente de la capacidad restante

de la batería y la capacidad total de la misma. Es un parámetro importante en el entorno

espacial ya que una batería muy descargada se congela a una temperatura más alta que una

batería completamente cargada.

• DOD (Depth of Discharge), o profundidad de descarga, está definida como el cociente entre

la capacidad drenada de la batería en carga máxima y la capacidad total de la misma.

Ademas se establece la siguiente relación entre ambos parámetros.

• Energía especifica (Wh/kg): energía almacenada por unidad de masa.

• Densidad energética (Wh/l): energía almacenada por unidad de volumen.

• Potencia especifica: definida como la potencia que es capaz de dar la batería por unidad de

masa o de volumen.

• Ciclos de vida: es el numero de veces que la batería puede ser cargada y descargada (C/D)

manteniendo su voltaje nominal.

En general en las órbitas LEO los tiempos de eclipse son cortos pero con una alta

periodicidad de manera que se requerirá una batería capaz de realizar numerosas descargas de baja

potencia. Traducido a los parámetros. Se requiere una DOD baja, pero con un valor elevado de


DOD=Ahdrenado

Ahtotal

SOC=Ahrestante

Ahtotal

DOD=1−SOC

(15)

(16)

(17)


ciclos de vida.

Los materiales habitualmente usados para este tipo de misiones son Níquel-Cadmio (Ni-Cd),

Plata-Zinc (Ag-Zn) o las de Litio (Li-ión). A continuación se muestra una tabla con la capacidad

especifica de energía de las baterías según el material del que estén hechos.

El análisis de la tabla demuestra que entre los materiales más comunes, el que tiene una

mejor relación energía-peso es el Li-ion.

11.7 Cálculo de la batería

En este apartado se realizarán los cálculos necesarios para conocer las características que

debe tener la batería que lleve a bordo el microsatélite, para luego poder elegir la más adecuada

entre las ofertadas por los fabricantes.

En primer lugar se debe calcular la energía demandada durante el periodo de eclipse.

Una vez conocido este valor se procede al cálculo de la capacidad de la batería mediante la

siguiente expresión.

El valor del DOD es de aproximadamente 20%, el valor de η es el del rendimiento de

transmisión de energía, cuyo valor es de 0,9. Por último el valor N es el del número de baterías, que


Figura 20: Energía almacenada en la batería por unidad de masa

P⋅T=Pe⋅Te=13,08 W⋅h

Cb=P⋅T

DOD⋅N⋅η=58,865 W⋅h

(18)

(19)


en este caso se considera igual a la unidad. El valor en amperio es igual a 2,102 A considerando un

bus de 28 V.

Por ultimo se debe calcular la intensidad que circula en la batería durante el proceso de

carga, mediante la expresión siguiente:

En la fórmula el valor Tc es el del tiempo que dura la carga, para este caso se tomara todo el

tiempo que están expuestos los paneles a la luz solar.

11.8 Fabricantes

La batería elegida pertenece a la compañía Space Vector, modelo P/N 36441 (Figura 21).

Las características de este modelo son las siguientes: su capacidad es de 2,2 Ah y su peso es de 3

kg. Los parámetros de este modelo son los que mejor se ajustan al perfil de la misión por lo que es

la elegida. Además es una batería de dimensiones reducidas y muy ligera con lo cual concuerda con

la linea de diseño del proyecto.

11.9 Regulador

El regulador es un elemento imprescindible en este tipo de sistemas eléctricos, cuya función

es la de controlar la carga y descarga de la batería, para evitar una descarga profunda o una

sobrecarga de la misma. De esta manera su función es la de establecer o cortar la conexión de la

batería con los paneles solares.


Figura 21: Batería Space Vector P/N 36441

I C=Cb⋅DOD⋅1,1

T c

=0,451 A (20)


Existen principalmente dos maneras de regular este tipo de sistemas: PPT (Power Point

Tracking o seguidor de potencia de pico) y DET (Direct Energy Transfer o transferencia de energía

directa).

El sistema PPT es un convertidor DC-DC que opera en serie con los paneles solares

extrayendo la energía exacta necesaria para el satélite, por lo que es un sistema no disipativo. Es un

sistema que tiene ventajas en misiones de duración inferior a 5 años. Las ventajas más importantes

de este sistema son que en órbitas LEO el PPT permite la máxima optimización a la hora de la carga

de las baterías después del periodo de eclipse en la órbita, y que no necesita un regulador de la

batería. Las desventajas que posee este sistema son que al final de la vida útil del satélite tiene un

rendimiento inferior al DET y que la disipación de calor dentro del propio satélite es mayor. En

general se considera que este sistema es el más útil para satélites en órbitas LEO. Las distintas

formas que existen de construir este sistema son las siguientes: en serie, en paralelo y en serie-

paralelo (Figura 22). Por ello para la regulación de potencia en este satélite se usara la

configuración en serie.


Figura 22: distintas configuraciones del regulador


Referencias

1. Patel M. R. 2005. Part B: PV-Battery System. En: Spacecraft Power Systems, CRC Press. pp

6-13

2. Fraas L., Partain L. 2010. Part IV Solar Cells in Space. En: Solar Cells and their

Applications. John Wiley & Sons. pp 395-425

3. Jha A.R.. 2010. Solar Cell and Array Designs Best Suited for Space Applications. En: Solar

Cell Technology And Applications. CRC Press. pp 171-209

4. Ravanbakhsh A., Mortazavi M., Roshanian J. 2010. Multidisciplinary Design Optimization

Approach to Conceptual Design of a LEO Earth Observation Microsatellite. American

Institue of Aeronauticas and Astronautics.

5. Castro M. 2008. Pilot production of concentrator silicon solar cells Approaching

industrialization. Solar Energy Materials ☺& Solar Cells 92: 1697-1705.

6. Strobl G.F.X. 2005. Evolution of Fully European Triple GaAs Solar Cells. 7th European

Space Power Conference



49-79.









12. Simulación del sistema de potencia del satelite UPMSat-2 mediante Simulink

12.1 Introducción

Este capitulo estará dedicado al análisis del sistema de potencia del satélite UPMSat-1

mediante el uso de la herramienta Simulink perteneciente al programa MATLAB. El análisis se

realizará para calcular la potencia obtenida de los paneles solares y la carga y descarga de la batería.

Este análisis se llevara a cabo para una órbita. Con los datos obtenidos se compararán con aquellos

obtenidos en la herramienta Microsoft Excel. El objetivo de este capitulo consistirá en validar el

modelo del sistema de potencia realizado en la herramienta Simulink para su posterior uso en el

análisis del sistema de potencia para otros satélites de forma rápida y eficaz.

La herramienta Simulink es un modulo perteneciente al programa MATLAB que permite la

realización de un rápido análisis de sistemas multidominio basado en modelos. El uso del Simulink

permite la ampliación de los modelos ya realizados en otros programas informáticos como el

Microsoft Excel o el LTSpice. Los modelos realizados con Simulink están basados en diagramas de

flujo de datos, gracias a ello se puede realizar una representación del comportamiento de un

elemento, en este caso es el sistema de potencia de un satélite, y mediante un adecuado input de

datos obtener datos de comportamiento en multitud de situaciones.

El modelo construido con la plataforma Simulink que se ha realizado pretende representar el

comportamiento de el sistema de potencia del UPMSat-2 y está dividido en tres partes. La primera

parte corresponde a los paneles solares, la segunda a los elementos pasivos y la tercera a la batería

que se encuentra a bordo del satélite.

Los datos de partida para la construcción del modelo provienen de datos de la órbita y de

parámetros de las placas solares. El formato usado en los datos de partida es una tabla en la que el

valor del parámetro o dato en cuestión va asociado al tiempo, de esta manera se consigue la

simulación a lo largo del tiempo. Los datos se han extraído de una hoja de cálculo de Excel y se han

implementado directamente como variables en un archivo de extensión .mat. Los datos usados se

encuentran listado a continuación.



• Ángulo de la órbita (θ): es la posición del satélite en la órbita a lo largo del tiempo.

Esto implica que también se conoce la velocidad angular de giro alrededor de la

Tierra.

• Ángulo que forma el campo magnético con los rayos solares (γ): es el ángulo

formado por el campo magnético con los rayos. Es necesario ya que el satélite sigue

las lineas del campo magnético terrestre. Con ello se puede calcular el ángulo de

incidencia de los rayos solares con los paneles solares.

• Velocidad angular de rotación del satélite: se debe conocer la velocidad angular de

rotación del satélite sobre si mismo para poder conocer que paneles reciben luz solar

en cada momento.

• Ángulos de eclipse: se deben conocer los ángulos de entrada y salida de eclipse.

Ambos son valores numéricos constantes correspondientes a 113,9º y 246,1º.

• ACDS: es el consumo de energía del subsistema ACDS a lo largo del tiempo, en este

modelo se considera variable aunque también se puede implementar como una

constante.

• TT&C Transitorio: representa el consumo extra de potencia por parte del sistema de

comunicaciones durante la conexión con la estación de tierra, el valor es de 50 W y

se da durante los primeros 10 minutos de la órbita.

• Área del panel (Apanel): es el área que tienen los paneles solares construidos en el

satélite.

• Insolación (Isol): es el valor de la insolación a la altura en la que se encuentra el

satélite El valor es de 1370 W/m2

• Rendimiento (η): es el rendimiento que tienen las células solares. El valor

corresponde a un porcentaje.



12.2 Modelo de los paneles solares

Este apartado del capitulo estará dedicado al análisis de la parte del modelo dedicada a los

paneles solares. Se analizara el modelo de Simulink y se expondrán los resultados comparándolos

con aquellos obtenidos en la herramienta Microsoft Excel. El modelo realizado pretende simular el

comportamiento del conjunto de los paneles a partir del comportamiento individual de cada uno de

ellos.

El objetivo es calcular la potencia a partir de la siguiente fórmula:

Los valores de Isol, η y Apanel ya son conocidos inicialmente por lo que el valor a calcular es

Pcara (la proyección de la cara que recibe la radiación). También se deben establecer las condiciones

de eclipse en el modelo y se deben establecer las condiciones de incidencia de la radiación.

La figura 22 representa el modelo global de simulación de los paneles, es un diagrama de

flujo que se recorre de izquierda a derecha. Contiene los cuatro pasos que se deben realizar, el

primero es el cálculo de las proyecciones de las caras, el segundo la comprobación de la incidencia

solar, el tercero la comprobación de la existencia de eclipse y finalmente el ultimo es la suma de los


Figura 22: modelo global de los paneles implementado en Simulink

(21)P=I sol⋅η⋅Pcara⋅Apanel


resultados para cada panel individual y la obtención del resultado global de generación de energía.

A continuación se expondrán los submodelos correspondientes al cálculo de las

proyecciones de las caras. Todos los modelos comparten características similares, y solo se

diferencian en la expresión usada para el cálculo pero comparten los datos iniciales, estos son el

ángulo γ y el producto de la velocidad del satélite por el tiempo.. La figura 23 corresponde con la

cara A que es la que se encuentra iluminada completamente por la radiación en el estado inicial. La

fórmula que resulta del modelo viene representada inmediatamente debajo.

La cara B es la siguiente del satélite recorriéndolo en el sentido de las agujas del reloj.

Aparece reflejada en la figura 24.


Figura 23: modelo de la cara A

Proy A=cosγ⋅cos (θ0+w⋅π⋅θ

(180⋅vorb)) (22)


La cara C es la inmediatamente opuesta a la A y su modelo esta representado en la figura 25.

La cara D es la ultima de las caras laterales. El modelo viene en la figura 26.


Figura 25: modelo de la cara C

ProyC=−cosγ⋅cos (θ0+w⋅π⋅θ

(180⋅vorb))

Figura 24: modelo de la cara B

(23)


Por ultimo la cara E es la cara superior del satélite, es la más simple de operar como se

refleja en la figura 27.

El resultado de cada uno de los submodelos es un valor comprendido entre -1 y 1 puesto que

la ultima operación realizada es una función trigonométrica, este valor representa la proporción de

la cara que esta iluminada, un valor de 1 representa que la cara recibe directamente la radiación, un

valor de 0 o negativo significa que no recibe radiación.

El siguiente paso es comprobar si la incidencia de la radiación es adecuada, esto se hace


Figura 26: modelo de la cara D

Figura 27: modelo de la cara E

ProyD=cosγ⋅sen(θ0+w⋅π⋅θ

(180⋅vorb))

ProyE=senγ⋅π180

(24)

(25)


porque si el ángulo formado por lo rayos y la normal de la superficie tiene valores cercanos a 90º el

valor de corriente generado por la célula solar es inferior al definido teóricamente o nulo. Para

valores inferiores a 50º se cumple la expresión I =I 0⋅cos(α) siendo α el ángulo de incidencia.

Para valores superiores a 85º la célula no genera energía. Para valores intermedios se debe realizar

una aproximación mediante una curva energía-ángulo llamada coseno de Kelly. Sin embargo, para

el modelo presentado en este trabajo, se han simplificado los cálculos y se ha considerado que la

generación de energía es la teórica para valores de incidencia inferiores a 75º y que no se genera

energía para ángulos mayores.

El proceso aparece representado en la figura 28: con el valor de la proyección de la cara se

realiza el arcocoseno del mismo y se convierte el valor a grados (mediante el bloque product 4); a

continuación se compara con el valor 75º (el valor tomado como límite de la incidencia) mediante el

bloque comparador, cuyo resultado sera un 0 o un 1 según la comparación sea falsa o verdadera

respectivamente y se envía como dato al puerto central del bloque switch (Switch 4). El último paso

es usar el bloque switch para dirigir la señal, su funcionamiento es el siguiente: si el valor que

recibe al puerto central cumple condición establecida (≥ 1) entonces el valor de salida se

correspondrá con la entrada de datos superior, si no ocurre esto entonces el valor de salida será la de

la entrada de datos inferior. De esta manera si el ángulo esta comprendido entre 0º y 75º el bloque

switch filtrará la señal superior que se corresponde con la de la proyección de la cara, si el valor no

se encuentra en el intervalo anterior entonces la señal que pasará sera de valor nulo. Con ello se

consigue efectivamente realizar la aproximación requerida de el coseno de Kelly.

El siguiente paso es la comprobación de la existencia de eclipse en el punto de la órbita, que

se realiza con la siguiente parte del modelo (figura 28). En este caso se han usado dos bloques


Figura 28: diagrama de flujo de comprobacion con el coseno de Kelly


comparadores, cuyos valores se corresponden con los de inicio y final de eclipse, a continuación se

multiplican entre ellos, el resultado de esto es un valor 1 para cuando el satélite esté en eclipse y 0

para cuando no, este flujo de datos se lleva al puerto central del bloque switch (Switch 9) que

realizara la comprobación ≠0 (distinto de cero), las otras dos conexiones son distintas a las usadas

anteriormente, para este caso el valor 0 se debe conectar al puerto superior y el valor proveniente

del bloque switch anterior (Switch 4) al puerto inferior. De esta manera si la comprobación es

verdadera, es decir, hay eclipse ya que la señal que recibe es de valor unidad, que es distinto de

cero, la señal de salida será nula, si la comprobación es falsa (no está el satélite en eclipse) la señal

que atraviesa el bloque será la inferior que trae el valor de la proyección de la cara.

El último paso es el cálculo de la potencia que producen los paneles, la fórmula a usar es la

siguiente: P=I sol⋅η⋅P cara⋅Apanel (1)

El modelo correspondiente esta en la figura 30. Consiste en dos operaciones de producto, la

primera (correspondiente al bloque Product7) hace el producto de los valores de Isol, η y Apanel ya

conocidos, el segundo bloque de producto (Product12) multiplica el resultado anterior por el de

Pcara. Los valores mostrados en la figura 29 son los correspondientes al satélite propuesto en el

proyecto. Aunque estos se pueden variar en función de las necesidades.


Figura 29: diagrama de flujo de comprobacion de la existencia de eclipse


El paso final es la suma de los valores obtenidos para cada una de las caras que se realiza

mediante un bloque de suma. Una vez realizado esto se debe dirigir el flujo de datos a una salida

“To Workspace” que convierte el flujo de datos en una variable de MATLAB con formato Array

para su posterior representación gráfica.

12.3 Modelo de los elementos pasivos

La modelización de los elementos pasivos se hace de manera más sencilla, los valores de

consumo de energía de los distintos subsistemas se consideran constantes a lo largo del tiempo con

la salvedad del tiempo correspondiente a comunicaciones de TT&C y el ACDS. El modelo viene

representado en la figura 31 y es tan sólo un suma (Bloque Add 4) de todos los valores individuales

de los consumos de los subsistemas. Los valores que aparecen en la figura son los que se han usado

como datos para la realización de los cálculos.


Figura 30: obtención de la potencia


12.4 Modelización de la Batería

12.4.1 Introducción

Esta parte del capitulo esta dedicada a la modelización realizada de la batería de a bordo y su

comportamiento durante la órbita. El objetivo final es conocer los distintos estados de carga de la

batería a lo largo del tiempo. El proceso a seguir comienza con el cálculo del estado de carga o

descarga de la batería, a continuación se calcula la carga o descarga instantánea y el ratio de

carga/descarga, con todo esto es posible calcular iterativamente los distintos estados partiendo del

estado de carga inicial suponiendo la batería completamente cargada.

12.4.2 Parámetros importantes

• Estado de carga: representado por una variable booleana señala si la batería se encuentra en

estado de carga o de descarga. Los valores son 1 para carga y -1 para descarga.

• Carga/Descarga instantánea: es la cantidad de energía que se carga o descarga la batería

entre cada uno de los periodos de toma de datos.


Figura 31: modelo de los elementos pasivos


• Ratio: es el porcentaje de carga y descarga instantánea de la batería.

• Carga total: es la cantidad de carga disponible en la batería. Es el objetivo de cálculo del

modelo.

• Carga Inicial: es el estado inicial de carga de la batería. En este caso el valor es de 432 Wh,

es decir el 100% de la batería.

• Carga Máxima: es la máxima carga que tiene la batería. El valor es de 432 Wh.

12.4.3 Modelización

En la figura 32 se presenta el modelo completo realizado de la batería realizado con el

modulo Simulink.

La rama principal del modelo es la inferior, en ella se calculan los parámetros más

importantes, el primero es la carga y descarga instantáneas correspondiente al bloque de color

amarillo. El siguiente paso es el cálculo del estado de la batería en función de la carga y descarga

instantáneas que se consigue mediante los bloques Add1 y Product6.

En la rama superior se calculan parámetros secundarios para el modelo como es el estado de

carga o descarga y otros datos auxiliares. Entre ellos hay que mencionar el bloque switch 11 cuya

función es la de filtrar la señal en el caso en el que la batería esté completamente cargada y el estado

de carga fuese de batería cargándose ya que esto es imposible pues no se puede superar la carga

máxima de la batería. La función del bloque switch 12 consiste en filtrar el rendimiento correcto

según se esté cargando o descargando la batería pues el valor es distinto para cada caso (0,9 para

batería en carga y 1 para batería en descarga).



El subsistema usado para modelizar la carga instantánea es el representado en la figura 32,

es un modelo sencillo que solo contiene un producto y suma con las entradas a partir de los dos

modelos principales descritos anteriormente: la potencia generada y la potencia consumida. Este

subsistema es el que sirve de partida para la construcción del resto el modelo de la batería. Las

entradas provienen de los puertos 1 y 2 que son respectivamente los valores de potencia producida

por los paneles y la potencia consumida por los sistemas pasivos, la tercera entrada es interna y son

los valores de rendimientos en dia y eclipse, éstos son 0,9 para la fase de día y 0,65 para la fase de

eclipse. El bloque scope que aparece en la imagen tiene como objetivo representar gráficamente el

valor de la señal a la que está conectado (en este caso los rendimientos) con el fin de comprobar que

los valores son correctos para toda la simulación.

La ecuación que representa el modelo es: C / Dinst=P paneles−Pconsumida

η


Figura 33: modelo de carga o descarga instantanea

Figura 32: modelo completo de la batería

(26)


Se ha de tener en cuenta que el valor del rendimiento es variable según se este en eclipse o el

satélite este iluminado (de ahí el bloque de rendimientos de eclipse), el rendimiento en iluminación

tiene un valor de 0,9 mientras que en eclipse este es de 0,6.

El siguiente paso es el cálculo del estado de carga mediante la siguiente fórmula. En este

caso la expresión presentada es iterativa, esto quiere decir que se requiere el conocimiento del

estado anterior para poder calcular el siguiente, no como el resto de cálculos anteriores que su valor

sólo dependía de otros valores externos. Esto implica una complicación a la hora de la realización

de un modelo ya que se requiere la inclusión de un bucle en el programa.

El rendimiento (η) que aparece reflejado en la fórmula toma un valor unidad para la

descarga de la batería y un valor de 0,9 en el caso de carga de la batería. Adicionalmente se debe

tener en cuenta que la batería tiene un limite de carga que no se puede sobrepasar, en el modelo se

ha conseguido mediante la combinación de la señal del estado de carga y una comparación de la

carga máxima con la carga total, si se dan las condiciones pertinentes (batería en carga y carga total

de la batería igual al máximo) entonces el modelo hace nulo el valor de la carga instantánea. En el

modelo esta representado por el bloque suma Add1 y el bloque Product6.

En la figura 34 viene representada la parte del modelo correspondiente al cálculo de la carga

de la batería. El bloque Product 9 realiza la multiplicación correspondiente a la segunda parte de la

expresión anterior, el valor superior corresponde al rendimiento, la segunda entrada de datos se


Estadoi=Estado(i−1)+η⋅C / Dinst⋅0,5

3600

Figura 34: carga de la batería

(27)


corresponde con la carga instantánea, las entradas inferiores son las de valores 0,5 y 3600

respectivamente (teniendo en cuenta que el valor 3600 no se encuentra multiplicando sino

dividiendo al resto). El bloque Add 1 tiene la labor de sumar el valor proveniente del bloque

Product 6 y el valor del estado de la batería proveniente del bloque Switch 10 que es donde se

encuentra el bucle. El bucle está centrado en el bloque Switch 10, la entrada superior es la

proveniente del bloque Add 1, la entrada central (la correspondiente a la comparación) recibe los

valores correspondientes del tiempo y la entrada inferior corresponde al valor de la batería cargada

al 100%. El funcionamiento del bucle es el siguiente, en el instante inicial el valor de tiempo es cero

de manera que la comparación del bloque Switch es falsa (la comparación es ≠0, distinto de cero)

por lo que se filtra el valor inferior, correspondiente al 100% de la carga de la batería que llega al

bloque Add 1 y realiza la operación. En el paso siguiente la comparación pasa a ser verdadera ya

que el tiempo ya no es cero por lo que el valor que atraviesa el bloque Switch 10 es el

correspondiente a la entrada superior proveniente del bloque Add 1 que es el valor de la carga

inicial, por lo que se filtra y se realiza la operación correctamente. El valor de esta operación

también llega a los bloques Scope 3 y To Workspace 5, el bloque Scope permite mostrar

rápidamente la gráfica de la carga de la batería a lo largo del tiempo, el bloque To Workspace

permite almacenar los datos numéricos de la carga de la batería en MATLAB para poder ser

representados gráficamente.

12.5 Comparación de resultados

Este apartado del capitulo esta dedicado a la comparación de los resultados obtenidos

mediante el modelo de Simulink y el modelo de Microsoft Excel. Se procederá a mostrar los

gráficos de las variables más importantes en uno y otro sistema y se analizarán los resultados

obtenidos. El objetivo de esta comparación es la validación del modelo usado en el programa

Simulink como herramienta de cálculo del sistema de potencia en órbita y su futura aplicación para

empresas.

Las variables que se deben analizar son: energía producida por los paneles, energía

consumida por los elementos pasivos, carga de la batería y carga/descarga instantánea e la batería.

La obtención de las gráficas se ha realizado con la herramienta MATLAB, se ha extraído del



Simulink los datos con formato Array y se han copiado los obtenidos en la herramienta Excel

también con formato Array, a continuación se usado la herramienta plot para representar las

gráficas.

La primera gráfica que se analizará (figura 35) será la de la potencia generada por los

paneles solares. Como se puede apreciar en la imagen siguiente la coincidencia entre ambos es muy

alta, solo hay dos pequeñas zonas donde se puede apreciar una variación mínima. En cuanto a los

datos estadísticos provistos por MATLAB se puede destacar la media de las series de datos, para el

caso de aquellos obtenidos en Excel el valor es de 28,297 y para los obtenidos con Simulink es de

28,32. El resto de valores estadísticos también son muy similares. El análisis de la gráfica nos

permite observar de manera precisa el periodo de eclipse, que se encuentra en 1800 segundos hasta

los aproximadamente 4000 segundos, en el resto de la órbita se puede apreciar que existe una

potencia media que se mantiene constante a la que se suma un extra que depende del giro del

satélite, de ahí que aparezcan picos y valles en la gráfica.

La ausencia de variación en los datos se debe a la sencillez del modelo usado en Simulink,

este no requiere de complicadas operaciones o la presencia de bucles, el uso principalmente de

operaciones de tipo producto o suma que apenas conllevan algún tipo de error en programas

informáticos permiten la ausencia de grandes errores o diferencias en el cálculo.


Figura 35: gráfica comparativa de la potencia producida por los paneles solares.


En la figura 36 se compararan los datos de los elementos pasivos, la coincidencia entre

ambas series de datos en aún mayor que la del caso anterior que ya este modelo es incluso más

sencillo. Solo requiere operaciones de suma por lo que no habrá error entre ambas series de datos.

El valor medio es de 26,86 para ambos casos y el resto de valores también son iguales, esto es

debido a que esta parte es la más sencilla del modelo por lo que es la más fácil de representar y

permite la máxima precisión a la hora de evaluar los valores.

La figura 37 corresponde a la de valores de carga y descarga instantáneos, en la gráfica

también se puede observar una coincidencia muy notable entre ambas series de datos. Los datos

acerca del valor medio también son prácticamente iguales, para el programa Excel es 6,661 y para

Simulink es 6,636.


Figura 36: grafica comparativa de la potencia consumida por los elementos pasivos.


Finalmente la figura 38 que representa el objetivo final del apartado compara el estado de

carga de la batería, como se puede apreciar tampoco existen diferencias entre ambas curvas. La

dificultad de esta parte consistía en la adecuada implementación y funcionamiento de un bucle en

Simulink que se ha resuelto sin ningún problema.


Figura 37: grafica comparativa de los valores instantáneos de carga y descarga

Figura 38: grafica comparativa de los valores de carga de la batería


Con todo ello se llega a la conclusión de que el modelo aportado por el programa Simulink

es valido y puede ser usado para el cálculo de las actuaciones del satélite en órbita. Las ventajas que

representa el modelo Simulink son que es un programa más rápido para el cálculo especialmente si

las series de datos tienen varios miles de puntos (cálculo de varias órbitas de un satélite), es un

programa más intuitivo a la hora de la visualización del modelo y permite su rápida y sencilla

modificación. Es especialmente útil esto último ya que permite la realización de grandes

modificaciones en el modelo de manera rápida y precisa mientras la base del modelo se mantenga

ya que las modificaciones de datos numéricos son muy sencillas de realizar, ya que solo se requiere

modificar el valor del bloque para modificar el modelo. Esto es lo que se ha realizado en el apartado

siguiente.



Referencias

• Fundamento Teórico Grupo Orión. Laboratorio virtual de placas solares fotovoltaicas.



13. Simulación del sistema de potencia del satélite propuesto

Una vez comprobada la validez del modelo realizado en la herramienta Simulink se usará el

mismo para la simulación del sistema de potencia del satélite propuesto. La simulación se realizará

igual que en el apartado anterior con la obtención de las gráficas correspondientes a la producción

de potencia, el consumo de potencia de los elementos pasivos y la carga total de la batería. Para ello

se deberán reemplazar adecuadamente los parámetros en el modelo y se deben sustituir las variables

de entradas por las deseadas. Además se estudiarán distintos casos de fallo para el sistema de

potencia con el objetivo de estudiar la viabilidad de la operación en caso de fallo. Por último se

presenta una simulación más amplia a lo largo del tiempo del sistema para estudiar su

comportamiento en varias órbitas seguidas. Es importante notar que la forma de las gráficas es la

misma que en el apartado anterior ya que la diferencia entre ambos modelos es puramente

numérica, tan solo se han modificado los valores de diferentes parámetros descritos a continuación

por lo que las diferencias existentes aparecerán en valores medios y valores pico de las gráficas.

13.1 Parámetros del modelo

Esta parte del apartado estará dedicada a la definición de los nuevos parámetros que se

deberán incluir en el modelo. Los mismos ya han sido calculados previamente o son datos

proveídos de manera externa por lo que solo es necesario conocer su valor.

• Área del panel: el valor de la arista del cubo es de 0,4 m por lo que el área del panel es de

0,144 m2 suponiendo que el panel cubre el 90% del lateral de la cara.

• Rendimiento: se usará el valor de un 20% correspondiente con las células de GaAs como ya

se describió en el apartado 12.

• Insolación: el valor es el mismo que para el UPMSat ya que la órbita que se usa para el

cálculo es la misma.

• Ángulo que forma el campo magnético con los rayos solares: los valores son los mismos ya

que la órbita que se usa para la realización de los cálculos es la misma.



• Sistemas pasivos: se considera que su consumo de energía es constante a lo largo del tiempo

(con la salvedad del enlace de conexión con la estación) y viene representado en la Tabla 7.

Las condiciones del enlace son las mismas que para el UPMSat, su duración es de 10

minutos y se realiza al comienzo de la órbita.

• Carga máxima de la batería: la carga máxima dela batería tiene un valor de 63,36 W como

define el fabricante.

La siguiente figura corresponde a la potencia generada por los paneles en una órbita. Se

pueden extraer datos interesantes de la misma. La potencia generada media tiene un valor de 20,71

W, esto significa que el dimensionamiento realizado es correcto ya que el consumo medio de

potencia tiene un valor de 20 W aunque se debe tener precaución ya que cualquier imprevisto que

sufra el sistema significará que el consumo medio superará la potencia media y se comenzará la

extracción de potencia de la batería.

La figura 40 corresponde a los consumos de los sistemas pasivos. Como se puede observar

contiene dos zonas significativas, la primera corresponde al tramo de órbita en el que se realiza la


Figura 39: potencia producida por los paneles solares

0 1000 2000 3000 4000 50000

10

20

30

40

50

60

Potencia producida por los paneles

Tiempo (s)

Po

ten

cia

(W

)


conexión con la estación de control y la segunda al resto de la órbita. Cabe destacar que en

comparación con la gráfica del apartado anterior, ésta tiene valores constantes ya que se considera

que el subsistema ACDS tiene un consumo constante de potencia por lo que no aparecen pequeñas

fluctuaciones alrededor de un valor medio sino que a lo largo del tiempo el valor permanece

constante

La figura 41 muestra la carga de la batería durante el ciclo de una órbita. Como se puede

observar en la figura, la batería se encuentra en modo de descarga durante casi toda la órbita. El

nivel final de carga es de 62,2345 lo que significa que pierde 1,125 W/h por órbita (un 1,77% de la

carga total). Esta cifra es muy destacable pues implica que la batería se descargará velozmente. En

comparación con la gráfica mostrada en el apartado anterior se puede observar que la pérdida de

carga de la batería es menor (en porcentaje), esto se puede comprobar efectivamente en el periodo

de eclipse, la curva de este modelo tiene una pendiente menor que la correspondiente al modelo del

UPMSat, en el resto de la gráfica las curvas tampoco son tan pronunciadas como en las mostradas

en el apartado anterior.


0 1000 2000 3000 4000 50000

10

20

30

40

50

60

70

80

Potencia consumida por los elementos pasivos

Tiempo (s)

Po

ten

cia

co

ns

um

ida

(W

)

Figura 40: potencia consumida por los elementos pasivos


13.2 Casos de fallo

13.2.1 Fallo de un panel

Este apartado está dedicado al estudio de distintos casos de fallo que se pueden dar en el

sistema de potencia. Los casos que se tratarán son: fallo de panel lateral, fallo de dos paneles

laterales (opuestos y contiguos). El objetivo de esto es comprobar la viabilidad del sistema de

potencia en caso de fallo y, por ello, se realizará el estudio de la misma manera que para el caso

normal. Las modificaciones que se deben realizar al modelo para implementar los fallos son

sencillas, tan sólo se deben cortar las conexiones entre los bloques de salida (Product) de la parte de

obtención de potencia (figura 30) y el bloque Add que suma las señales de los 4 paneles, con ello se

corta la señal de un panel simulando su fallo en la producción de potencia para el satélite. A

continuación se presentan las gráficas que muestran la potencia generada y la carga del satélite,

también se incluye la gráfica de carga instantánea con el objetivo de comprobar si se cumplen los

límites establecidos por el fabricante.


Figura 41: carga de la batería

0 1000 2000 3000 4000 500061

61,5

62

62,5

63

63,5

Carga de la batería

Tiempo (s)

Ca

rga

de

la b

ate

ría

(W

/h)


Como se puede apreciar en la figura 42 existe una gran diferencia en la producción de

potencia especialmente antes del eclipse entre el inicio y los 1000 s aproximadamente esto implica

un descenso notable de la potencia media hasta un valor de 15,61 W, comparandolo con el valor

obtenido para el satélite completamente funcional (20,71 W) esto supone una pérdida del 24,626%

de potencia. Un valor aceptable ya que se ha perdido uno de los cuatro paneles por lo que cabria

esperar una pérdida del 25% de la producción de potencia.

La figura siguiente (Figura 43) corresponde a la carga de la batería a lo largo de una órbita

en la que se haya producido el fallo de uno de los paneles. Cabe destacar que la gráfica tiene

muchas similitudes, especialmente en la forma, si se compara con la correspondiente en el caso

normal.


Figura 42: potencia producida por los paneles en caso de fallo de uno de los paneles

0 1000 2000 3000 4000 50000

10

20

30

40

50

60

Potencia en caso de fallo de panel lateral

Tiempo (s)

Po

ten

cia

(W

)


En comparación con la figura 40 se puede apreciar que ambas gráficas son similares por lo

que la forma de descarga de la batería en ambos casos es similar, la diferencia está en que en este

caso la descarga es mayor pues la batería un nivel de carga final de 61,7505 W/h lo que supone una

diferencia de 0,484 W/h con respecto al caso normal y una descarga de 1,6095 W/h por órbita que

corresponde al 2,5% de la batería. Bajo estas condiciones el satélite solo dispondría de energía para

realizar 40 órbitas suponiendo que el fallo surja al comienzo de la misión.

13.2.2 Fallo de dos paneles

Este apartado tiene como objetivo el análisis del caso de fallo de dos paneles solares en el

satélite. Ya se sabe que la capacidad del satélite estaría muy mermada con el 50% de la producción

energética. El análisis que se realizará también tendrá como objetivo conocer si el fallo de los

paneles afectaría al sistema de igual manera si se da en paneles contiguos o en paneles opuestos.

Para el caso de paneles contiguos se considerará que el fallo se produce en los paneles C y D, y para

el caso de paneles opuestos el fallo se considera en los paneles B y D. Se recogerá esto de manera

conjunta en la misma gráfica para poder comparar ambos casos con mayor claridad.


Figura 43: carga de la batería en caso de fallo de uno de los paneles

0 1000 2000 3000 4000 500060,5

61

61,5

62

62,5

63

63,5

Carga de la bateria en caso de fallo de un panel

Tiempo (s)

Ca

rga

(W

/h)


Como se puede observar en la figura 43 existen diferencias entre ambos modos de fallo, para

el caso de que fallen los paneles contiguos existen más picos y valles en la producción de potencia

mientras que para los paneles opuestos los valores son más similares a lo largo del tiempo. En

cuanto a los valores medios de ambos son 10,03 W para el caso de paneles contiguos y 10,5 W para

el caso de paneles opuestos. Esta diferencia surge como ya se ha dicho de que la desviación de los

valores del caso de los paneles opuestos es menor que la de los contiguos, aun así la diferencia no

tiene mucha relevancia para el caso ya que supone un 4,5% de diferencia entre ambos.


Figura 44: producción de potencia en caso de fallo de dos paneles

0 1000 2000 3000 4000 50000

10

20

30

40

50

60

Potencia producida para el caso de fallo de dos paneles

Paneles contiguos

Paneles opuestos

Tiempo (s)

Po

ten

cia

(W

)


La figura 44 representa la carga de la batería a lo largo de una órbita en la que hayan fallado

dos paneles, como se observa en la figura el caso de que el fallo se produzcan en los paneles

contiguos la batería se descarga más durante la órbita que para el caso de que el fallo se de en

paneles opuestos, sin embargo si comparamos los valores finales obtenidos estos son: 61,22 W/h

para fallo en paneles contiguos y 61,27 W/h para los paneles opuestos por lo que la diferencia entre

ambos finalmente es de tan solo 0,05 W/h o expresado en porcentaje 0,0816% por lo que la

diferencia para las baterías no es tan notable al final a pesar de que existe diferencia en ambos

modos de fallo durante toda la órbita.

En conclusión, la diferencia entre ambos modos de fallo depende de la parte del sistema de

potencia que se tenga en cuenta, para los paneles solares existe cierta diferencia (4,5%) en favor del

modo de paneles opuestos que sería el modo más positivo de fallo y para la batería la diferencia es

prácticamente despreciable (0,0816%), por lo que el modo de fallo que se consideraría peor para el

satélite es el de paneles opuestos.


Figura 45: carga de la batería para el caso de fallo de dos paneles

0 1000 2000 3000 4000 500060

60,5

61

61,5

62

62,5

63

63,5

64

Carga de la bateria para el caso de fallo de dos paneles

Paneles contiguos

Paneles opuestos

Tiempo (s)

Ca

rga

(W

/h)


13.3 Estudio de múltiple órbitas

Este apartado consistirá en el análisis del comportamiento del sistema de potencia del

satélite para múltiple órbitas, el objetivo de esto es poder conocer la actuación del sistema de

potencia en periodos más largos de tiempo como son varias órbitas con el añadido de que en

algunas de ellas el satélite no tendrá comunicación con Tierra. Como se ha realizado anteriormente

se expondrán las gráficas más importantes al respecto que son las correspondientes a la potencia

producida por los paneles y al nivel de carga de la batería. El análisis se realizará para un periodo de

16 órbitas.

La figura 46 muestra claramente la producción energética que deberían tener los paneles en

el transcurso de las 16 órbitas, se aprecia que la figura es solamente la figura 38 repetida 16 veces

seguidas, que es el resultado que se debería obtener lógicamente. Los valores que se han usado para

realizarla tan solo son los correspondientes a una órbita pero repetidos el numero órbitas mostrados.


0 10000 20000 30000 40000 50000 60000 70000 80000 900000

10

20

30

40

50

60

Producción de potencia

Tiempo (s)

Po

ten

cia

(W

)


La figura 47 representa la carga de la que dispone la batería en el periodo correspondiente a

las 16 órbitas, claramente se puede apreciar como se produce un descenso del nivel de carga a lo

largo del tiempo y siempre de manera similar entre las órbitas. También se puede destacar como el

efecto de la transmisión apenas tiene efecto a lo largo de un periodo tan grande de tiempo ya que

este se produce durante 10 minutos (600 segundos) respecto a los 93248 segundos que duran las 16

órbitas, esto representa un 0,65% del tiempo total, un valor mínimo en comparación.

Ambas gráficas muestran con claridad como el programa diseñado funciona de manera

correcta para una simulación de varias órbitas. Especialmente útil en el caso de la batería ya que se

observa como decae la carga de la misma a lo largo de tiempo y se puede simular (conociendo los

datos adecuados) hasta el final de la vida del satélite, representado por el agotamiento de la batería.

13.4 Conclusiones

Una vez completado el análisis inicial del modelo del satélite planteado se puede observar

que a pesar de que el modelo sea correcto, la vida del satélite es excesivamente corta, con la batería

decayendo en un 1,77% por órbita esto significaría que tras 57 órbitas la batería se habría agotado y

con ello la misión del satélite terminaría. Esto no es aceptable ya que se espera que la vida del


Figura 47: carga de la batería en un periodo de 16 órbitas

0 10000 20000 30000 40000 50000 60000 70000 80000 9000052

54

56

58

60

62

64

Carga de la bateria

Tiempo (s)

Ca

rga

(W

/h)


satélite sea de varios años. El siguiente paso es usar el programa creado con el objetivo de

redimensionar los paneles solares y la elegir una nueva batería entre las ofrecidas por los

fabricantes.



14. Diseño final del sistema de potencia

Este apartado tiene como objetivo realizar un diseño del sistema de potencia mas preciso y

adecuado a la misión mediante el uso del programa creado y con la ayuda de los datos obtenidos

anteriormente. Se usará el mismo programa sin embargo se modificarán los datos del rendimiento

del los paneles solares para representar los distintos materiales que se pueden usar para la

construcción de los mismos, estos datos se extraerán de las hojas de datos de paneles solares que

ofrecen los fabricantes de paneles solares. También se modificarán los datos de la parte

correspondiente a la batería para representar la pruebas de distintas baterías escogidas entre las que

se encuentran disponibles para el uso del satélite.

14.1 Datos de los paneles solares

Este apartado tiene como objetivo exponer los datos que se usarán posteriormente en el

modelo. Estos datos están obtenidos de distintos paneles y células ofrecidas por distintos

fabricantes. A continuación se mostrarán las mismas y se expondrán las distintas características de

las mismas. Después de eso se analizará una gráfica de la producción de potencia en la que

aparecerán reflejadas todas las células analizadas.

14.1.1 Célula S32 Azurspace

La célula S32 de la compañía Azurspace es una célula de silicio caracterizada por tener una

alta eficiencia para este tipo de material y un peso bajo. Sus dimensiones son 74,0 x 31,9 mm ± 0,1

mm. El área es de 23,61 cm2. El rendimiento ofrecido por la célula al comienzo de la misión es de

16,9%.



14.1.2 Celula 3G Azurspace

La célula 3G de Azurspace es una célula multiunión de tres capas de GalnP2/GaAs/Ge con

un substrato de Ge. Ofrece mejores caracteristicas de potencia al tener un rendimiento del 28% al

comienzo de la misión. Sus dimensiones son 40,0 x 80,0 mm ± 0,1 mm. El área es de 30,18 cm2.

La célula tiene un peso de 86 mg/cm2.


Figura 48: Plano de la célula S32 de Azurspace


14.1.3 Celula ZTJ Emcore

La célula ZTJ es una célula de tipo multiunión InGaP/InGaAs/Ge con un rendimiento del

29,5%. Presentan gran resistencia mecánica y ya han sido ensayadas y validadas para aplicaciones

espaciales. Además posee la ventaja de que la célula se puede comparra en tamño personalizado. El

peso de la célula es de 84 mg/cm2.

14.1.4 Célula PV UTJ Spectrolab

La célula PV UTJ es una célula multiunión de triple capa con un rendimiento del 28,3%

diseñado para su uso en órbitas LEO. Los materiales de las capas son GaInP2/GaAs/Ge. El peso de

esta célula es de 84 mg/cm2.


Figura 49: Plano de la célula 3G de Azurspace


14.1.5 Resumen de las características

En este apartado se resumirán las características que tienen las células y se listarán de

manera sencilla para a continuación usarse en el modelo de Simulink.

Las células ZTJ y PV UTJ no tienen el dato de área de la célula ya que se pueden adquirir de

tamaño personalizado de manera que se puede escoger el tamaño adecuado para el satélite. Para las

células S32 y 3G se han adecuado al tamaño de la cara del satélite. Una vez conocidos los datos se

introducen en el modelo y se calcula la producción de potencia del satélite, que aparece reflejada en

la siguiente gráfica.


Tabla 8: Datos de las células solaresRendimiento

S32 16,9 23,61 1274,943G 28 30,18 1267,56ZTJ 29,5 - 1280

PV UTJ 28,3 - 1280

Area celula cm2 Area total cm2

Figura 50: Producción de potencia de las distintas células solares

0 1000 2000 3000 4000 50000

10

20

30

40

50

60

70

80

Producción de potencia de las distintas células solares

S32 Paneles

3G Paneles

ZTJ Paneles

UTJ Paneles

Tiempo (s)

Po

ten

cia

pro

du

cid

a (

W)


Como se puede observar en la gráfica la diferencia entre las distintas células es muy pequeña

con la excepción de la célula S32 que tiene una producción de potencia muy inferior por tener un

rendimiento inferior al resto. La célula con el rendimiento más alto es la ZTJ. Para realizar la

elección también se habrá de tener en cuenta el peso de la célula, la más ligera es también la ZTJ

(junto con la UTJ) por lo que parece la más adecuada para este caso, en este caso como no se

conocen datos del precio de las células se considera la más adecuada. Además la ZTJ tiene la

ventaja que se puede adquirir en tamaño personalizado de manera que se podrá ajustar

adecuadamente al satélite.

En la siguiente gráfica se analizarán los valores de carga de la batería en función del uso de

la células analizadas anteriormente. El objetivo es comprobar si se mejora sensiblemente el uso de

la batería durante una órbita (se busca que el nivel de carga de la batería sea lo mayor posible).

Se puede observar que los paneles multiunión proporcionan características similares

mientras que la célula S32 tiene como resultado niveles de carga excesivamente bajos. El dato

importante que se debe comprobar es nivel de carga de final de la batería. Este aparece mostrado en

la siguiente tabla.


Figura 51: Nivel de carga de la batería en función de las distintas células disponibles

0 1000 2000 3000 4000 500060,5

61

61,5

62

62,5

63

63,5

Carga de la batería con las células disponibles

S32 Bateria

3G Bateria

ZTJ Bateria

UTJ Bateria

Tiempo (s)

Ca

rga

(W

h)


La tabla muestra la diferencia sustancial entre la célula de silicio y las multiunión, pues ésta

es de 1 Wh aproximadamente. Entre el resto de las células los valores son similares pues la

diferencia mayor es de un 0,239% un valor minúsculo. En comparación con el valor obtenido en el

anterior diseño (62,2345 Wh) los valores obtenidos aquí son mejores que éste por lo que se espera

una mejora en la rapidez de la descarga de la batería. Tomando la célula ZTJ como referencia se

repetirán los mismos cálculos que se usaron anteriormente para calcular la descarga de la batería.

La descarga tras una órbita es de 0,53 Wh, un valor mucho mejor que el obtenido

anteriormente (1,125 Wh) ya es un 47% del valor anterior. Para este caso la duración del satélite es

de 120 órbitas, un valor mejor pero que aún es muy escaso para la misión objetivo.

Dado que el problema sigue persistiendo tras cambiar los paneles solares a unos con un

rendimiento superior se deberá modificar otro parámetro que permita aumentar la producción de

potencia, en este caso se ha elegido la arista del cubo que da forma al satélite.

14.2 Modificación de la arista del cubo

Este apartado tiene como objetivo realizar el rediseño del sistema de potencia en función de

la modificación del valor de la arista del cubo que da forma al satélite. El fin de esto es conseguir

una mejora notable en la vida útil del satélite mediante una descarga de la batería más controlada

(un ratio de descarga inferior a los resultado obtenidos hasta ahora) a través de aumentar el área del

panel aumentando la arista del cubo.

El nuevo valor planteado para la arista es de 50 cm. Este valor ya se ha usado en proyectos

similares por lo que se considera adecuado para este caso. Esta modificación requiere que se rehaga

todo lo hecho anteriormente en relación con el sistema de potencia, solo se deberá calcular el área

efectiva de panel solar de nuevo e introducir el dato en el modelo creado en Simulink para realizar

la simulación de nuevo con el nuevo valor.


Tabla 9: nivel de carga en el final de una órbita en función de las distintas células solares

S32 3G ZTJ UTJ61,75 62,68 62,83 62,72


Una vez realizada la modificación se deberá cambiar aquello que tenga relación con el

cambio de tamaño del satélite. Aun así no deberían existir grandes cambio en el satélite ya que la

modificación que se realiza no restringe las características del mismo sino que aumenta los

márgenes ya definidos anteriormente.

14.2.1 Cálculo de la nueva área efectiva del panel solar

Para calcular la nueva área efectiva se repetirán los cálculos que ya se hicieron con

anterioridad. La nueva arista tiene un valor de 50 cm. La superficie de la cara lateral tiene un valor

de 2500 cm2 o de 0,25 m2. El área efectiva (que es la considerada ocupada por células solares) es de

un 80% de la superficie lateral de la cara, por lo que para este caso esto tiene un valor de 2000 cm2

o de 0,2 m2. Este incremento en el valor de la superficie es muy significativo, ya que la superficie

efectiva es aproximadamente el doble que la anterior.

El valor 0,2 es el que se debe introducir en el modelo como nuevo valor del área efectiva del

panel. Una vez realizado esto se realizarán las simulaciones correspondientes a los casos ya vistos

anteriormente: producción de potencia para una órbita con transmisión de datos, producción de

potencia para 10 órbitas con transmisión de datos en la primera de ellas, producción de potencia

para los casos de fallo de un panel y de dos paneles y nivel de carga de la batería para los mismos

casos que la producción de potencia. No se expondrán las gráficas de elementos pasivos (ésta

permanece inalterada) ni la de carga y descarga instantánea ya que no se considera relevante para

este caso.

14.2.2 Efecto en el resto de subsistemas

Dado que se ha decidido modificar el tamaño del satélite esto tiene efecto en el resto de los

subsistemas, en este capitulo se estudiarán los efectos de este redimensionamiento. El subsistema

implicado principalmente es el estructural, la modificación en el tamaño del satélite implica un

aumento del peso que afectaría a la distribución del mismo en los subsistemas permitiendo el

equipamiento de sistemas más pesados en el satélite. La desventaja de esto es que el satélite al ser

de mayor tamaño y peso el coste del lanzamiento de satélite será mayor. A continuación se

presentará una tabla con la nueva distribución de masa del satélite. La masa que se supone en el



satélite es de 50 kg (extraído de [1]).

Como se puede extraer de la tabla, tras el redimensionamiento los subsistemas tienen mayor

masa por lo que permitirían la incorporación de elementos adicionales o elementos de mayor

complejidad o peso aumentando sus capacidades, es importante destacar el aumento de peso

disponible para la carga de pago pues este aumenta de 14,03 a 27,5 kg, el peso disponible se duplica

por lo que se podría instalar una cámara de mayor tamaño y peso si se dispusiera de ella o de una

cámara adicional con el objetivo de tomar imágenes de distinta índole a las que ya toma la cámara

de a bordo (imágenes de temperatura por ejemplo) o instalar otro tipo de sensor como carga de

pago.

14.3 Simulación del sistema de potencia

Este apartado tiene como objetivo mostrar la simulación del nuevo sistema de potencia (con

el nuevo valor de la arista). Se expondrán las gráficas de los casos más relevantes de actuaciones del

sistema de potencia y se analizarán las mismas.

14.3.1 Simulación de una órbita con transmisión de datos

A continuación se mostrarán las gráficas correspondientes a la simulación del nuevo sistema

de potencia. El primer caso de estudio es para una órbita con transmisión de datos, las condiciones

siguen siendo las mismas que para estudios anteriores, la transmisión se da durante 10 minutos al

comienzo de la órbita y durante el resto los sistemas pasivos funcionarán normalmente.

La siguiente figura corresponde a la producción de potencia de los paneles solares en este


Tabla 10: distribución de masas en el satélite tras el redimensionamientoSubsistema Masa (% de la masa del satélite y masa)

Sistema de control de Actitud 10% / 5kgCDH 5% / 2,5kg

Sistema de Potencia 23% / 11,5kgTelecomunicaciones 5% / 2,5kg

Control Térmico 2% / 1kgCarga de Pago 55% / 27,5kg


periodo. En comparación con los resultados obtenidos anteriormente se puede observar que la

gráfica tiene el mismo aspecto pero con valores superiores debido al cambio del área del panel

solar. El valor medio obtenido es también superior al obtenido anteriormente, su valor numérico es

de 42,42 W obtenido de MATLAB.

La figura 53 muestra el nivel de carga de la batería durante una órbita con transmisión de

datos. En este caso se puede apreciar una mejora notable con respecto al caso anterior ya que se

observa que al final del tiempo de estudio el nivel de carga de la batería ha vuelto al 100%, esto es

un signo muy positivo ya que significa que en condiciones normales la batería termina la órbita en

los mismos niveles de carga con los que la inició de manera que la vida útil del satélite no estará

limitada a la descarga de la batería sino a otros factores y la misión se podrá llevar a cabo durante

todo el periodo de tiempo previsto.


Figura 52: Producción de potencia de los paneles solares para una órbita con transmisión de datos

0 1000 2000 3000 4000 50000

20

40

60

80

100

120

Producción de potencia de los paneles solares

Tiempo (s)

Po

ten

cia

(W

)


En la figura se aprecia que además la gráfica sigue el mismo patrón que la anterior con la

excepción de aquellos tramos limitados por la carga máxima de la batería.

Los resultados como se pueden observar son muy positivos si se comparan con los estudios

anteriores, en este caso la batería no sufre de descarga al final de la órbita que era el problema que

existía anteriormente y que limitaba gravemente el satélite y su misión, ahora con el

redimensionado se ha solucionado el problema y el satélite ya podrá operar de manera normal

durante toda la misión y no sufrirá problemas de potencia por falta de carga en la batería.

14.3.2 Simulación de 15 órbitas

En este apartado se realizará el estudio de 15 órbitas consecutivas del satélite. Las

condiciones del estudio son las mismas que para los anteriores, se considera que durante los

primeros 10 minutos se establece una conexión con la estación de tierra para realizar la trasmisión

de datos. El objetivo de este apartado es poder tener una visión más amplia del comportamiento del

satélite mediante un estudio mucho más extendido en el tiempo. El factor importante que se debe

analizar aquí es el nivel de carga final de la batería para saber si decaerá a lo largo de este periodo,

en principio no debería suceder esto como ya se ha concluido en el apartado anterior pero se deberá


Figura 53: Nivel de carga de la batería para una órbita con transmisión de datos

0 1000 2000 3000 4000 500061,6

61,8

62

62,2

62,4

62,6

62,8

63

63,2

63,4

63,6

Nivel de carga de la batería

Tiempo (s)

Ca

rga

(W

h)


analizar con detalle.

La primera gráfica corresponde a la producción de potencia de los paneles solares, como se

puede observar tan solo es la repetición del patrón de la gráfica de una órbita repetida 15 veces

seguidas.

La siguiente gráfica corresponde al nivel de carga de la batería a lo largo de las 15 órbitas.

La gráfica muestra claramente como el nivel de carga de la batería no decae al final del periodo de

estudio al contrario que para los casos anteriores. El patrón de una órbita se repite pero el nivel de

carga medio no desciende a lo largo del tiempo. Tan sólo cabe destacar la singularidad que se

produce aproximadamente a los 50000 segundos en el que hay una caída profunda del nivel de

carga, es importante destacar que a pesar de esta circunstancia el nivel de carga se recupera con

normalidad.


Figura 54: producción de potencia de los paneles solares durante 15 órbitas

0 10000 20000 30000 40000 50000 60000 70000 80000 900000

20

40

60

80

100

120

Producción de potencia de los paneles solares

Timepo (s)

Po

ten

cia

(W

)


En conclusión, se puede confirmar lo que se señalaba en el apartado anterior con relación a

la batería, se ha realizado un estudio para un periodo de tiempo mucho más amplio y las

conclusiones siguen siendo las mismas por lo que se puede decir que el funcionamiento del satélite

será correcto durante el tiempo de misión siempre que se mantenga el funcionamiento normal de los

paneles solares.

14.3.3 Estudio del fallo de un panel solar

Este aparatado tiene como objetivo el análisis del estudio del fallo de un panel solar en el

satélite, al igual que en los apartados anteriores en los que se realizaba esto se buscará analizar el

funcionamiento del satélite en el caso de que falle uno de los paneles solares que se encuentran en

las caras laterales del satélite. Para este estudio se ha considerado que el panel A (aquel que en la

posición inicial recibe toda la radiación) sufre el fallo.

En la figura se puede observar como la producción de potencia se lleva a cabo de manera

más irregular que en ellos casos anteriores debido al fallo del panel. El valor medio obtenido de los

datos es de 32,33 (proporcionado por MATLAB). Esta pérdida de potencia supone una pérdida del

23,79% de la potencia total producida por el satélite, un valor que cabria esperar ya que se acerca al


Figura 55: Nivel de carga de la batería a lo largo de 15 órbitas

0 10000 20000 30000 40000 50000 60000 70000 80000 9000060

60,5

61

61,5

62

62,5

63

63,5

64

Nivel de carga de la batería

Tiempo (s)

Ca

rga

(W

h)


25% que sería el valor teórico que se debería obtener por la pérdida de un panel. Ya que este

descenso de potencia es importante se deberá estudiar el efecto que esto tiene en la batería para

comprobar si ésta sufre pérdidas del nivel de carga y en caso afirmativo se deberá comprobar su

importancia de cara a la misión.

La figura 57 corresponde al nivel de carga de la batería durante una órbita con transmisión y

el fallo del panel A. Se puede apreciar como el aspecto de la gráfica el similar a los casos anteriores

con pequeñas irregularidades debido al fallo del panel. Es importante comprobar el valor final de

carga de la batería, éste tiene un valor numérico de 63,07 Wh, esto significa una pérdida de 0,29 Wh

lo que sería un 0,458% de la carga de la batería por lo que el satélite podría aguantar 200 órbitas en

funcionamiento sin uno de los paneles.


Figura 56: producción de potencia de los paneles solares para una órbita con transmisión y fallo del panel A

0 1000 2000 3000 4000 50000

20

40

60

80

100

120

Producción de potencia con fallo de un panel

Tiempo (s)

Po

ten

cia

(W

)


Finalmente, se puede decir que a pesar de que el tiempo que podría permanecer el satélite en

funcionamiento sin uno de los paneles solares no es muy alto en valores absolutos, sí lo es si se

compara con aquellos valores obtenidos con las anteriores configuraciones del sistema de potencia.

14.3.4 Estudio del fallo de dos paneles solares

En este apartado se estudiará el efecto que tiene el fallo de dos paneles solares en el

funcionamiento del sistema de potencia del satélite, el principal objetivo es determinar la pérdida de

carga de la batería a lo largo del tiempo en este régimen de funcionamiento para poder conocer el

tiempo restante de vida del satélite en el caso de que se de este tipo de fallo. Se mostrarán las

gráficas de producción de potencia y de nivel de carga de la batería y se realizará un estudio de

ellas. Las gráficas se han realizado para una órbita en la cual se produce transmisión de datos,

además como ya se ha hecho anteriormente se estudiará el caso de que el fallo tenga lugar en

paneles contiguos y en paneles opuestos con el fin de comprobar si esta diferencia es significativa.

La siguiente gráfica es la correspondiente a la producción de potencia de los paneles solares.

Los casos representados son paneles contiguos (paneles A y B) y paneles opuestos (paneles A y C).

Como se puede observar en la gráfica aunque en ciertos momentos se dan picos de potencia que


Figura 57: nivel de carga de la batería a lo largo de una órbita con transmisión y el fallo del panel A

0 1000 2000 3000 4000 500061,6

61,8

62

62,2

62,4

62,6

62,8

63

63,2

63,4

63,6

Nivel de carga de la batería con fallo de un panel solar

Tiempo (s)

Ca

rga

(W

h)


alcanzan valores similares al funcionamiento normal del sistema, la producción media de potencia

es muy inferior. También cabe destacar que en el caso de que el fallo se produzca en paneles

contiguos habrá muchos más picos y valles en la potencia producida mientras que si el fallo se da en

paneles opuestos los valores pico no alcanzan máximos tan altos pero la producción es más estable

a lo largo de la órbita.

En la siguiente gráfica se muestra el nivel de carga a lo largo de la órbita. El nivel fianl de

carga de la batería tras el periodo de estudio es de 62,31 W para el fallo en paneles contiguos y de

62,23 W para el caso de paneles opuestos, esto muestra que a pesar de que la producción de

potencia es más estable para el caso de paneles opuestos esta es inferior globalmente a la del caso

de paneles contiguos, aún asi esta diferencia se da principalmente al comienzo del periodo de

eclipse y durante la segunda parte de la órbita en la que el satélite está iluminado. La pérdida de

carga de la batería es de 1,05 W o un 1,66% para el caso de paneles contiguos, para el caso de

paneles opuestos es descenso del nivel de carga de la batería es de 1,13 W o un 1,78%. No existe

globalmente mucha diferencia entre ambos casos, un 0,12%, por lo que en el caso de que se de esta

clase de fallo en el satélite la diferencia entre ambos casos no es significativa y la vida útil del


Figura 58: producción de potencia de los paneles soalres en el caso de fallo de dos de ellos para una órbita con transmisión

0 1000 2000 3000 4000 50000

20

40

60

80

100

120

Producción de potencia para el fallo de dos paneles solares

Paneles contiguos

Paneles opuestos

Tiempo (s)

Po

ten

cia

(W

h)


satélite se verá muy restringida.

14.3.5 Conclusiones finales de la simulación del sistema de potencia

Este apartado está dedicado a mostrar de manera resumida los datos que se han obtenido

anteriormente en el capítulo para poder disponer de una manera de sencillo acceso a ellos y que a la

vez permita la representación adecuada del estudio realizado. A continuación se presenta una tabla

con los datos que se han obtenido de las potencias media y pico extraídos de los datos obtenidos del

análisis del subsistema de potencia y la correspondiente al análisis de 10 órbitas.


Figura 59: nivel de carga de la batería para una órbita con transimión para el caso de fallo de dos paneles

0 1000 2000 3000 4000 500061

61,5

62

62,5

63

63,5

Nivel de carga de la batería para el fallo de dos paneles solares

Paneles contiguos

Paneles opuestos

Tiempo (s)

Ca

rga

(W

h)

Tabla 10: potencia media y pico producida por los paneles solares para los distintos casos de estudio

Funcionamiento Normal Fallo 1 Panel Fallo 2 PanelesPotencia Media 42,42 32,33 21,87Potencia Pico 113,96 108,78 108,78


Como se puede observar en las tablas es sencilla la obtención de los datos claves del

subsistema de potencia como son la potencia media que este puede producir y la potencia pico que

tiene este sistema. Además se requiere un estudio de la carga y descarga instantáneas de la batería

ya que es otro de los parámetros clave del estudio, para ello se ha extraído los datos.


Tabla 11: potencia media y pico obtenidas del análisis de 10 órbitas

Funcionamiento en 10 órbitasPotencia media 42,37Potencia pico 113,96

Tabla 12: Valores máximos de carga y descarga instantáneos

Carga (W) 91,74Descarga (W) -77,78


Referencias






15. Conclusiones

A lo largo del proyecto se ha presentado un diseño preliminar de un satélite de órbita baja

haciendo énfasis en el subsistema de potencia del mismo. Con este fin para el dimensionado del

mismo se han empleado potentes herramientas de cálculo como Simulink o MATLAB.

El objetivo del proyecto ha sido la simulación del sistema de potencia de un microsatélite

con una herramienta avanzada de cálculo (el programa Simulink), partiendo de datos y modelos

correctos programados en una herramienta menos potente como es Microsoft Excel, para en un

futuro poder ser aplicado en empresas o agencias espaciales y permitir un rápido diseño y

simulación de este subsistema o ser ampliado el modelo para permitir la simulación del subsistema

a lo largo de la vida del satélite o incluir un modelo más detallado del comportamiento de los

elementos. Después de realizar el trabajo se concluye que se ha alcanzado dicho objetivo de manera

satisfactoria.

Los avances en el modelo de Simulink permiten que proyectos futuros se amplíe el modelo

programado hasta llegar a alcanzar la simulación completa y exacta del subsistema de potencia a lo

largo de la vida de un microsatélite.



Anexo 1

Hoja de datos cámara SSTL modelo CHRIS


SSTL CHRISThe CHRIS imager is a highly versatile hyperspectral system, with more than five years heritage, offering in-orbit programmable selection of spectral bands location, bandwidth and ground sampling distance (GSD).

The current system, in orbit since 2001, provides the highest spatial resolution of any hyperspectral system flying in the world and has attracted a substantial international user community. It provides simultaneous views of the Earth in many different wavebands, enabling a variety of features to be identified and analysed.

The CHRIS hyperspectral imager builds up pictures of the Earth using a pushbroom scan. A narrow line of the Earth’s surface is imaged through the spectrometer and split into its constituent wavebands. Information is captured and stored to form a datacube. By configuring the wavebands appropriately, it is possible to identify hidden targets, fields of illicit substances, mineral deposits and vegetation types.

Burn scarring nearSan Diego California

The Mauna Kea Volcano, Hawaii

Applications

Rapid Monitoring

Precision farming

Regional yield forecasting

Forest inventory

Disaster monitoring

Environmental management

Multi-angle Measurements

Vegetation classification

Air quality assessments

Littoral Applications

Water quality

Seabed classification

Military Applications

Surveillance

Target detection

Target identificationDatacube

SS

TLC

HR

IS

Surrey Satellite Technology LimitedTycho House, 20 Stephenson Road, Surrey Research Park, Guildford GU2 7YE, United Kingdom Tel: +44 (0)1483 803803 | Fax: +44 (0)1483 803804 | Email: [email protected] | www.sstl.co.uk

2008

UP

-v.1

2008

UP

-v.1

The whole packageSSTL can match the customer’s applications by providing flexible options from its wide range of products and services :

Mission design and platform manufacture

Products

An exclusive hands-on and academic training programme

Full support for panchromatic and multi-spectral imagery

Ground segment installation and support

Warranty and support services

Launch procurement & insurance

Consultancy

Surrey Satellite Technology LimitedSSTL has launched over 30 satellites gaining almost 200 years in-orbit experience. SSTL draws on its world-class expertise in both small satellite platform technology and high and medium resolution imagers. SSTL provides complete turnkey system solutions; spacecraft, ground station, launch, operations and image data processing.

SSTL is unique in the space industry; able to design, manufacture and integrate multiple satellites in-housein its three purpose-built facilities in the UK.

Parameter Value

Mass 14kg

Power (when imaging) <9W

Focal length 746mm

Field of view 1.24°

Sensor array 748 x 748 CCD detector

Digitisation 12 bit

GSD 17m at 560km

Swath width 13m at 560km

Spectral resolution 1.3-11.3 nm

Spectral range 415-1050 nm

Simultaneous bands @ full spatial resolution

18 (17m GSD)

Simultaneous bands @ half spatial resolution

61 (34m GSD)

Changing the economics of spaceChanging the economics of spacewww.sstl.co.uk

Pushbroom Scan

Performance

Malindi, Kenya


Anexo 2

Hoja de datos de la batería Space Vector PN 36441


2.2 Ah BatteryP/N 36441

Specifications:

Weight: 6.6 lbsCapacity: 2.2 Amp HourNominal Voltage: 28.8 VDCMaximum Discharge Current

Continuous: 58 AmpsMomentary: 116 Amps (1 sec)

Operating Temperature (tested): -28°C to +71°C

Space Vector Corporation 9223 Deering Ave Chatsworth CA 91311 (818) 734-2600 www.spacevector.com

Space Vector fabricates a variety of rugged Ni-Cd battery packs suitable for launch vehicles, spacecraft, UAVs and other applications encountering severe environmental conditions. The 2.2 Ah battery is used on several range approved Flight Termination Systems (FTS).

Flight History:

White Sands Missile Range - Hera Targets

Wallops Island Flight Facility - ALV and ABIE missions

Pt. Mugu Sea Test Range - AltAir program

Kodiak Launch Complex - Ait-2 mission

Vandenberg AFB - Blue Velvet (Scud) program

Options:

Current Monitor0-12A input / 0-5V output (can be scaled as needed)

FootprintStandard and customer definedconfigurations available with andwithout isolators

Temperature Sensor

FTS Battery during

environmental testing

Dashed line shows

envelope with optional

current monitor

2.2 Ah BatteryP/N 36441

Space Vector Corporation 9223 Deering Ave Chatsworth CA 91311 (818) 734-2600 www.spacevector.com


Anexo 3

Hoja de datos de la célula fotovoltaica ZTJ de Emcore Corporation


SPACE PHOTOVOLTAICSDATASHEET

© 2011 Emcore Corporation. REV 2011.01.25 505 332 5000 [email protected] www.emcore.com

ZTJ Photovoltaic CellAdvanced Triple-Junction Solar Cell for Space Applications

Typical ZTJ Illuminated I-V Plot

Lowest solar cell mass of 84 mg/cm 2

3rd Generation Triple-Junction (ZTJ) InGaP/InGaAs/Ge Solar Cells

with n-on-p Polarity on 140-µm Uniform Thickness Substrate

Fully space-qualifi ed with proven fl ight heritage

Excellent radiation resistance with P/Po = 0.90 @ 1-MeV, 5E14 e/cm 2

fl uence

Designed to accept corner-mounted silicon bypass diode for

invidual cell reverse bias protection

Good mechanical strength for reduced attrition during assembly

and laydown

Weldable or Solderable contacts

Standard and custom sizes available

Features & Characteristics

Typical Performance DataElectrical Parameters @ AM0 (135.3 mW/cm2)

ZTJ Solar Cell Structure

29.5% Minimum Average Effi ciencyQualifi ed & Characterized to the AIAA-S111-2005 & AIAA-S112-2005 Standards

BOL Effi ciency at Maximum Power Point 29.5%

VOC 2.726V

JSC 17.4 mA/cm2

VMP 2.41V

JMP 16.5 mA/cm2

-20

-16

-12

-8

-4

0

0 0.5 1 1.5 2 2.5 3

Voltage (V)

Cu

rren

t D

ensi

ty (

mA

/cm2

)

Solar Cell Area = 26.6cm 2

SOLAR POWERDATASHEET

© 2011 Emcore Corporation. REV 2011.01.25 505 332 5000 [email protected] www.emcore.com

Radiation Performance at 1 MeV Electron Irradiation, EOL/BOL Ratios

Fluence (e/cm2) Voc Isc Vmp Imp Pmp

3.00 E+13 0.96 0.99 0.98 0.99 0.99

1.00 E+14 0.95 0.98 0.97 0.99 0.96

5.00 E+14 0.91 0.97 0.93 0.96 0.90

1.00 E+15 0.89 0.94 0.91 0.94 0.85

3.00 E+15 0.86 0.89 0.87 0.86 0.75

1.00 E+16 0.82 0.82 0.83 0.74 0.62

ZTJ Photovoltaic CellAdvanced Triple-Junction Solar Cell for Space Applications

Optional Covered Interconnect Cell (CIC) Confi gurations

Fluence (e/cm2) Voc (mV/˚C)

Jsc(1)

(µA/cm2-˚C)Jmp(2)

(µA/cm2-˚C)Vmp(mV/˚C)

Pmp(µW/ cm2 - ˚C)

0 -6.3 11.7 9.1 -6.7 -85.7

1.00 E+14 -6.6 11.4 9.1 -7.0 -92.3

1.00 E+15 -6.9 11.3 10.6 -7.3 -89.9

1.00 E+16 -7.4 11.5 13.4 -6.6 -57.2

Temperature Coeffi cients

Test Performed Industry Quality Standard

Typical Test Results

Metal Contact Thickness 4-8 µm 6 µm

Dark Current degradation after reverse bias Δ Ispec <2% <0.4%

Electrical performance after 2,000 thermal cycles -180°C to +95°C

<2% No change

Contact pull strength >300 grams >1000 grams

Electrical performance degradation after 60 day humidity exposure at 45°C and 95% relative humidity

<1.5% No change

Key Space Qualifi cation Results

For complete qualifi cation results, please request EMCORE’s ZTJ Qualifi cation & Characterization Report EWRP0458

(1) Jsc is the symbol for normalized Isc

(2) Jmp is the symbol for normalized Imp

About EMCORE Corporation

Emcore PhotovoltaicsAlbuquerque, NM

Incorporated in 1984

Appx. 900 Employees

Nasdaq: EMKR

Regulatory

EMCORE CORPORATIONISO 9001 CERTIFIED

EMCORE PHOTOVOLTAICSAS9100 CERTIFIED

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